阵风入流下翼型凹变对风力机气动噪声影响研究

收稿日期：2021-12-17

基金项目：国家自然科学基金（51966014）；内蒙古自然科学基金（2019MS05021）；内蒙古自治区科技计划（2021GG0436）；内蒙古自治区高等

学校科学研究项目（NJZZ21067）

通信作者：马剑龙（1981—），男，博士、教授、博士生导师，主要从事风能高效利用方面的研究。ma_jianlong@yeah.net

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2021-1552 文章编号：0254-0096（2023）04-0156-07

摘 要：基于自然风非稳定性的特点，依据风力机各项参数拟合出阵风函数，对某S翼型水平轴风力机进行三维非稳态数值计算和试验，研究阵风入流和稳定入流下翼型凹变对尾迹辐射声频谱、声辐射传播和尾迹涡量耗散的影响。结果表明：翼型凹变可有效降低尾迹气动噪声，其基频及倍频声压级明显低于原始叶片；随着轴向距离增加，翼型凹变叶片降噪效果逐渐增大，在轴向500 mm处声压级最大降低3.6 dB，且阵风入流下翼型凹变降噪效果大于稳定入流。同时，翼型凹变叶片尾迹涡量明显降低，验证了翼型凹变降噪的有效性。

关键词：风力机；声压级；涡量；叶片；阵风入流；翼型凹变

中图分类号：TK83 "" "" 文献标志码：A

0 引 言

随着分散式风电迅速发展，小型风电与居民区的距离日益缩减，使得风力机运行产生的噪声问题严重化，为此解决风力机噪声问题尤为重要。

国内外学者针对叶片气动噪声成因的不同，分别对叶片不同部位展开结构优化相关工作。其中，针对尾缘噪声降噪的研究相对较多。由于尾缘噪声由叶片表面的湍流边界层与尾缘相互作用产生［1］，为此尾缘噪声降噪主要采用翼型尾缘结构改型或抑制吸力面流动分离等方式。针对尾缘结构改型，学者们尝试采用仿鸮叶片尾缘耦合正弦型锯齿的结构［2］，或直接将叶片尾缘进行锯齿状切割［3］以及添加尾缘襟翼［4］等。尾缘锯齿降噪主要是利用锯齿破坏脱落涡结构，进而降低气动噪声的产生。对于吸力面流动分离的控制，主要以向翼型尾缘后方推延转捩为切入点。例如：通过在叶片吸力面开孔［5］和叶表敷设多孔材料［6］等方式增强对边界层的控制，抑制流动分离，进而控制转捩点位置。针对翼型前缘结构改型主要是采用添加前缘锯齿，并尝试多种锯齿形式，例如：双波长锯齿［7］和多种正弦波形叠加锯齿［8］等形式。前缘锯齿的作用类似于涡流发生器，可避免气流流经尾缘时产生单一大涡量团，进而降低湍流与叶片相互作用产生的宽带噪声。对于叶片其他部位，例如：叶尖添加小翼［9］以及优化翼型弦长和扭角［10］等，仍可达到降低噪声的目的。

上述研究通过改变翼型尾缘、前缘、叶尖部位、扭角和弦长等方式进行降噪，少有在叶片表面处改型，而且研究工作均在稳定风速下进行，动态入流对风力机气动噪声影响的相关研究较少。在本课题组前期研究中发现翼型凹变可有效改善叶片气动性能，提升叶片结构特性［11］，但动态入流下翼型凹变对风轮气动噪声的影响还未揭示。因此，本文采用数值计算的方法分析翼型凹变在阵风入流和稳定入流下对尾迹气动噪声的影响及产生影响的原因，并从试验角度探究翼型凹变在稳定入流下对气动噪声的影响，为叶片结构设计和风力机降噪提供一定的理论基础。

1 风力机建模及数值方法

1.1 风力机建模

1.1.1 叶片的建立

本文以某S翼型风力机为研究对象，风轮由三支叶片组成，叶片长0.7 m。原始叶片由10个特征翼型面组成，翼型面之间通过SolidWorks放样功能连接，其中1和2翼型面间距35 mm，其余翼型面间距70 mm，叶根部位长度105 mm，如图1a所示。将原始叶片中5～10翼型面曲线进行结构凹变并放样连接后即可获得凹变叶片，如图1b所示，具体凹变形状和凹变位置的选取见文献［11］。其中原始叶片表示为A叶片，凹变叶片表示为B叶片。

注：1～10表示叶片的10个特征翼型面。

1.1.2 网格划分

计算域模型尺寸的选取参照内蒙古自治区新能源实验基地的B1/K2型低速直流式风洞，计算域分为静止域、加密域和旋转域，网格采取分区加密的方式，如图2a所示。由于叶片为扭转体，需对叶片表面网格加密，叶表第一层网格高度0.01 mm，网格生长率1.08，边界网格层数26层，叶片表面网格划分示例如图2b所示。为减小数值计算引起的离散误差，将叶表网格y+值控制在1以下，经过网格无关性验证，确定当网格总数为875万时风轮功率波动小于1%。

1.2 湍流模型选取和求解器设置

由于入流条件的非定常性和尾迹流场的复杂性，同时为精确分析由逆压梯度引起的流动转捩，采用LES湍流模型，对于压力与速度的耦合采用PISO算法进行求解，压力差值算法采用PRESTO！，为适应网格偏斜度采用中心差分格式（bounded central differencing scheme）进行动量离散计算，湍动能和耗散率均采用二阶迎风格式以提高计算精度。

1.3 边界条件设置

结合风洞实验条件，计算域入口边界设置为速度来流（velocity inlet），风向垂直于计算域入口平面，利用阵风函数编写入口速度UDF。其中，阵风函数建立过程如下。

1）轮毂处的阵风幅值：

[Vgust=βσ1B]""" （1）

式中：[Vgust]——风力机轮毂处的阵风幅值；[β]——周期影响因子；[σ1]——轮毂高度处的纵向风速标准差，[σ1]=1.23；[B]——尺寸缩减系数。

2）考虑到风速的连续性以及风力机的结构尺寸，定义尺寸缩减系数B为：

[B=11+0.2DΛ1]""" （2）

[Λ1=0.7 Zhub]""""" （3）

式中：[D]——风轮直径，[D=1.4 m]；[Λ1]——湍流尺度参数；[Zhub]——风轮轮毂高度，[Zhub]=1.7 m。

3） 一年一遇的极端运行阵风函数模型公式为：

[Vy，t=Vy-0.37Vgustsin（3πt/T）1-cos（3πt/T）]""""" （4）

式中：[Vy，t]——计算域入口风速随时间变化值；[Vy]——风力机额定运行风速，[Vy]=10 m/s；[t]——时间，s； [T]——阵风周期，考虑到计算机的计算性能，阵风周期定为4 s。出口边界条件设置为静压出口，计算域壁面条件设置为无滑移壁面，加密域与旋转域交界面采用滑移网格技术进行数据传递。稳定入流风速为10 m/s，阵风入流与稳定入流下风轮转速均为500 r/min。

1.4 数值模型的可靠性验证

模型可靠度拟通过对比噪声模拟值与试验值进行验证。为此，需开展相关气动噪声试验。

试验在内蒙古工业大学B1/K2式风洞开口段进行，风轮直径为1.4 m，叶片材质采用松木，叶面抛光并喷涂玻璃钢油漆。噪声采集与数据处理设备为B/K公司的60通道声阵列系统，其中扇形轮声阵列直径为0.78 m，阵列传声器的灵敏度为12.5 mV/Pa，测量范围为10～20000 Hz，同时利用Fluke实时监测风力机的功率与转速，确保试验在设定工况下进行。测试设备如图3所示。

将声阵列中心放置于风轮后方电机高度处0.2 m，径向0.5 m处进行近场噪声采集，噪声数据利用SONAH算法进行处理。同时模拟计算声压级监测点位置与试验相同。由于动态入流试验难以实现，故以稳定入流的对应工况参数[v=10 m/s]，[n=500 r/min]为基准进行试验和模拟计算，对A、B叶片气动噪声的基频及其倍频谐波声压级的试验值与模拟值进行对比分析，结果如图4所示。

分析图4发现，B叶片各倍频声压级均小于A叶片。同时，随着倍频数增加，B叶片与A叶片声压级差值逐渐变大，且声压级整体呈下降趋势。另外，声压级试验值与模拟值的差值在基频处最小，4倍频处A叶片试验值与模拟值差值最大为4.67 dB，其相对误差为5.34%，据此认为数值计算结果具有良好的可靠性。

2 数值计算结果及分析

2.1 辐射声频谱特性分析

入流风况和翼型结构通过影响风力机尾迹流场，进而改变气动噪声的传播和分布。本文选在风轮后方电机高度处，布置4条径向测试线a～d，每条测试线由6个监测点组成，共24点，监测点之间间隔10 cm，通过提取监测点上的声压数据，探究不同入流风况和翼型结构对风轮尾迹气动噪声的影响规律，监测点具体布置方式如图5所示。

通过对监测点接收到的声压数据进行快速傅里叶变换（FFT）即可得到辐射声频谱。图6为稳定入流和阵风入流下A、B叶片在监测点（a，1）的辐射声频谱图。从图6可知，气动噪声峰值主要集中在基频及其倍频上，且基频处声压级最大，随着倍频数增大，倍频所对应声压级峰值逐渐减小，且随着频率增大，声压级整体表现为下降趋势；5倍频后声压级无明显峰值变化，倍频峰值均位于200 Hz之前；图中B叶片的声压级除少数频率值，大部分情况均低于A叶片，且B叶片各倍频峰值均低于A叶片，说明翼型凹变可有效降低叶片基频及倍频声压级。

point （a，1） under different inflow

通过对比B叶片在阵风入流和稳定入流下基频及倍频声压级的差值，分析入流条件对叶片基频及倍频噪声的影响，表达式定义为：

[μi=LSP1i-LSP2i]"""""" （5）

式中：[i=1、2、3、4、5]，分别表示基频和2、3、4、5倍频；[LSP1i]——阵风入流声压级；[LSP2i]——稳定入流声压级。

图7为B叶片在阵风入流和稳定入流下基频及倍频声压级的差值。从图7可知，B叶片的1～4倍频声压级差值明显，5倍频处声压级差值迅速下降，说明入流风速的扰动对1～4倍频声压级影响大，对5倍频声压级影响小，即入流工况对低频噪声主要声能量区影响较大。

2.2 尾迹声辐射特性分析

图8为尾迹声压级径向分布特征曲线。由图8可知，同一支叶片在阵风入流与稳定入流下声压级的差值沿叶片径向逐渐减小。同时，B叶片均在各测试线径向300 mm处降噪效果最好，且降噪效果沿径向逐渐减小，分析认为叶片径向300 mm处位于吸力面凹槽中间位置，凹槽从叶根沿叶展方向延伸至叶中，使该区域流体转捩点向后推移，降低了尾缘湍流扰动，而叶尖处未进行凹变处理，故降噪效果下降。

随着径向距离增大，各测试线上声压级均呈先增大后减小的趋势。其中，测试线a、b与c、d的声压级最大值分别在径向400和500 mm处出现，说明随着轴向距离增大声压级峰值有沿径向移动的趋势，这是因为随着轴向距离增大，叶片中部的分离涡量以弧度递减的螺旋状曲线向叶尖外轴向传播，而径向位置[0.2D～0.3D]（[D]为风轮直径）为中心涡影响区域，根据涡声理论，气动噪声源于涡的变形［12］，所以随着轴向距离增大，风轮中心涡逐渐向外围流场扩散，使得尾迹声压级峰值沿径向移动。另外，随着轴向距离增大，B叶片声压级与A叶片声压级差值逐渐变大，说明翼型凹变的降噪效果沿轴向逐渐增强。

为了清晰展示B叶片对尾迹气动噪声的降噪效果随轴向距离的变化，定义图8中各测试线上的A、B叶片声压级差值如式（6），结果如图9所示。

[ϕi=LSPA，i-LSPB，i]""""" （6）

式中：[i=1、2]分别表示阵风入流和稳定入流。

分析图9发现，B叶片在阵风入流下的降噪效果优于稳定入流。分析认为阵风入流下叶片尾缘处湍流强度更大，翼型凹变对尾缘湍流强度的改善程度大于稳定入流所致。各测试线上A、B叶片声压级差值均沿径向逐渐减小。在同一轴向位置不同风况下A、B叶片声压级差值沿叶片径向变化趋势一致，说明入流条件仅影响翼型凹变降噪效果的强弱。

2.3 尾迹涡量耗散特征分析

为探究翼型凹变对尾迹气动噪声降噪的原因，以下对风力机运行过程中尾迹涡量耗散规律进行分析。由于尾迹涡量场以螺旋结构向风轮后方发展并耗散，为此本文在风轮后方电机高度处不同轴向位置布置测试线，提取不同入流下风速[v=10 ]m/s时刻各测试线的涡量数据，以定量分析尾迹涡量耗散规律。如图10、图11为A、B叶片在稳定入流、阵风加速和阵风减速工况下的涡量耗散曲线。

由图10可知，测试线上[0.2D～0.3D]为中心涡主要影响区，[0.5D]附近为叶尖涡影响区，在尾迹不同轴线处的涡量值沿轮毂中心呈对称分布，其中轴向距离[1.0D]处中心涡显著大于叶尖涡，这是由于空气绕流电机和尾舵表面，使得尾迹中心湍流强度相对较大，进而导致中心涡量增大。且轴向距离[1.0D]处阵风加速阶段的中心涡相比其他工况小，根据牛顿第二定律F=ma可知，阵风加速度导致了附加质量力的产生，阵风加速阶段附加质量力为正，与流体自身压力方向相同，附加质量力的存在抑制了电机和尾舵表面流体的流动分离，使得中心涡量下降；阵风减速阶段中心涡径向影响区域明显大于阵风加速，这是由于此时附加质量力方向与来流方向相反，导致流体所受压力下降，涡量发生径向膨胀所致。B叶片风轮的涡量分布特征与A叶片风轮相似，且中心涡量和叶尖涡量相比于A叶片均有不同程度的降低，说明翼型凹变可有效降低尾迹涡量，进而降低尾迹气动噪声。

由图11可知，轴向距离[2.5D]处，阵风加速阶段的叶尖涡大于中心涡；稳定入流下的叶尖涡和中心涡掺混完全；阵风减速阶段叶尖涡仍小于中心涡，在中心涡影响区出现多个峰值且径向膨胀趋势明显，相比于[1.0D]测试线处阵风减速阶段中心涡降幅较大。同时发现，B叶片在阵风减速阶段的涡量改善量大于其他工况。另外，随着轴向距离增加各工况中心涡逐渐耗散，中心涡与叶尖涡差值逐渐缩小，说明随着轴向距离增加，尾迹涡量峰值有沿径向移动的趋势，这也是图8中声压级峰值沿径向移动的原因。

3 结 论

通过对某S翼型水平轴风力机进行研究，探究了阵风入流和稳定入流下翼型凹变对风力机气动噪声的影响，分析了翼型凹变降噪的原因，得出如下结论：

1）凹变叶片基频及倍频声压级均小于原始叶片，即翼型凹变可有效降噪，且入流工况对低频噪声主要声能量区影响较大。

2）凹变叶片均在各测试线径向300 mm处降噪效果最好，随着径向距离增大，降噪效果逐渐减小，同时各测试线上声压级均呈先增大后减小的趋势；随着轴向距离增大，凹变叶片对声压级改善效果逐渐增强，且尾迹声压级峰值有沿径向移动的趋势。

3）相同叶片下，阵风入流气动噪声大于稳定入流，且凹变叶片在阵风入流下的降噪效果大于稳定入流。

4）随着轴向距离增大，尾迹涡量逐渐下降，各工况下凹变叶片尾迹涡量值均低于原始叶片，且凹变叶片在阵风减速阶段对涡量的降低最大，尾迹涡量的下降说明翼型凹变可通过减少尾迹涡量降低尾迹气动噪声。

5）工程应用中风力机叶片多采用模具注塑的方式生产，为此生产凹槽叶片之前可根据叶片及凹槽尺寸生产凹槽叶片模具，通过模具注塑生产出带有凹槽的风力机叶片。

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EFFECT OF AIRFOIL CONCAVITY ON AERODYNAMIC NOISE OF

WIND TURBINES UNDER GUST INFLOW

Xing Jianfeng1，Ma Jianlong1-3，Su Hongjie1，Zhang Liru1-3，Zhang Pengyu1，Yu Hao1

（1. College of Energy and Power Engineering， Inner Mongolia University of Technology， Hohhot 010051， China；

2. Engineering Research Center of Renewable Energy at Universities of Inner Mongolia Autonomous Region， Hohhot 010051， China；

3. Key Laboratory of Wind Energy and Solar Energy Technology， Ministry of Education， Hohhot 010051， China）

Abstract：Based on the instability of natural wind， a gust function was fitted according to the parameters of the wind turbines. Applying a combination of three-dimensional unsteady simulation and experimental verification on a horizontal axis wind turbines with S-shaped airfoil， the influence of airfoil concavity on the wake radiation acoustic spectrum， acoustic radiation propagation， and wake vorticity dissipation under both gust inflow and stable inflow were studied. The results show that the airfoil concavity can effectively reduce the aerodynamic noise of wake， and its fundamental frequency and high harmonic sound pressure level are significantly lower than those of the original blade. With the increase of axial distance， the noise reduction effect of airfoil concavity blade increases gradually， and the maximum sound pressure level is decreased by 3.6 dB at the axial direction of 500 mm. The noise reduction effect of airfoil concavity blade under the gust inflow is greater than that of the stable inflow. The wake vortex of airfoil concavity blade also has a significant decrease， which verifies the effectiveness of airfoil concavity on the aerodynamic noise reduction.

Keywords：wind turbines； sound pressure level； vorticity； blades； gust inflow； airfoil concavity