作者：郑晓敏
翼型是叶片外形构造的基础，其性能对叶片的气动性能具有重要影响，而雷诺数是影响翼型气动性能的主要参数之一。在水平轴风力机中，叶片是最关键的部件之一，随着风电机组尺寸的不断增大，叶片翼型运行雷诺数也不断增大，Ceyhan对20 MW级别、长123 m叶片的概念设计表明叶片运行雷诺数已达2.5x107。此外，风雪天气条件下，空气的粘性作用和密度变化也会导致雷诺数发生很大变化。而风力机翼型表面气流流动状态一般会经历层流、过渡流到湍流的转变，即处于第一自模化区与第二自模化区中间，其气动性能受雷诺数变化的影响，在气动性能的预测中必须计及与雷诺数的非线性关系。雷诺数的变化对翼型气动性能的影响可能不尽相同，但通常会改变翼型边界层的状态，影响翼型表面压力分布，从而导致翼型空气动力特性的变化，带来叶片运行状态的改变。
在航空领域，对传统航空翼型在高雷诺数下的气动特性已进行了大量实验及计算分析并已应用于设计。而对于风力机翼型而言，目前大多是3x106雷诺数下的气动测试数据，大于6x106 雷诺数下的测试数据普遍欠缺，且翼型风洞实验耗费大，周期长，难以快速跟上叶片发展的需要：也不能直接将航空翼型雷诺数的影响来应用于风力机翼型（主要有以下3方面原因：首先，航空翼型工作马赫数大于0.3，压缩效应不可忽略，而风力机翼型工作马赫数最大仍小于0.3，不需考虑压缩效应：其次，风力机翼型是旋转的，因而存在三维旋转效应；最后，风力机翼型相对厚度比较大，一般在18%～55%，而航空翼型相对厚度很簿，翼型相对厚度之间的差异也会引起雷诺数影响的不同）。因此，有必要充分评估雷诺数变化对风力机翼型气动特性的影响，以建立不同雷诺数下的翼型气动数据库，这一方面能使叶片设计时对其性能的预估更加精确，另一方面能尽量减小由于雷诺数影响引起的叶片载荷计算误差而带来设计安全余量不够的风险或材料的浪费。
本文采用翼型设计分析软件Xfoil，结合现有测试数据对风力机翼型气动力系数进行雷诺数修正，根据其实际运行工况计算分析雷诺数对翼型升阻力系数特性、升阻比、前缘粗糙敏感性、转捩位置等气动特性的影响，最后采用不同雷诺数下的气动数据对同一个风力机叶片进行气动性能计算，并对计算结果进行对比分析，指出了雷诺数对风力机气动性能计算的影响。
1气动力的雷诺数修正
为了使修正结果更加可靠，首先，通过Xfoil计算对应有实验数据较低雷诺数下的气动力系数和需要修正但没有实验数据较高雷诺数下的气动力系数；其次，对比较低与较高雷诺数下计算的气动数据的差值；最后，通过差值来修正有实验数据较低雷诺数下的气动系数得到较高雷诺数下的气动数据。以升力系数Cl为例，其修正方法如下：
式中：a为攻角：Re为雷诺数，下标h、l表示分别在较高和较低雷诺数下，在翼型数据库中以具体的数值表示，如Re6即表示Re=6x106; 
为翼型数据库中对应攻角和雷诺数下修正得到的气动数据，这对相应雷诺数下有实验数据的翼型来说即为实验数据，对相应雷诺数下没有实验数据的翼型来说即为修正得到的气动数据；
为通过Xfoil计算得到的数值；
为相应攻角高雷诺数和低雷诺数下计算得到的差值。
阻力系数的修正方法与升力系数一样。
图1为NACA63-421翼型通过Xfoil计算和修正得到的气动数据及与实验数据的对比。由图1(a)可知，在Re=3x106时，Xfoil仿真数据升力系数大小及变化趋势与实验数据能很好地吻合，能很好地捕捉到失速攻角及对应的最大升力系数，这说明采用Xfoil计算的有效性．采用以上方法修正得到的Re=6x106的Xfoil修正数据升力系数也能很好地与实验数据吻合(由于实验数据有限、离散，本文对线性区进行了拟台处理）一图1(b)中，Re=3x106时，Xfil仿真数据阻力系数相比对应的实验数据要小，在-5~50攻角内，由于阻力系数本身数值小，仿真数值与实验数据相对偏差达10%以上，但整个区域变化趋势一致，而通过以上差值修正方法得到对应6x106雷诺数下的Xfoil修正数据与实验数据得到了较好的吻合。这种结合实验数据和计算结果的修正方法增强了修正结果的精确性，对所有翼型都具有普遍适用性。
2气动性能分析
Xfoil能很好地预测风力机翼型气动力大小和变化趋势，快速仿真不同雷诺数下的气动性能包括对前缘粗糙度的仿真，下面采用Xfoil对各雷诺数下翼型的气动性能进行仿真分析二前缘粗糙度的模拟条件为吸力面1%c（c为弦长），压力面1%(c位置设置固定转捩：通过最大升力系数和最大升阻比的变化来评价翼型气动性能。
图2给出了NACA63 -421翼型在自由转摈和固定转捩下的两个雷诺数下的气动性能曲线，
可以看出升力系数在线性区差别很小，但在线性区都随雷诺数的增大增大，最大升力系数也增大，对应的失速攻角延迟，自由转捩下的升力系数曲线斜率大于固定转捩，自由转捩下升力系数在达到最大值后有明显下降，而固定转捩下基本保持不变，失速更缓和；阻力系数随雷诺数的增大而减小，相比自由转捩，固定转捩下阻力系数明显增大，说明了前缘粗糙度对翼型气动特性的重要影响；整个气动特性在升力系数小于1.0时主要是阻力系数的减小，大于1.0后主要是升力系数的增大。
图3进一步给出了NACA63 -421翼型自由转捩下升阻比曲线、最大升阻比及对应攻角的变化。表1列出了最大升力、升阻比变化及对应攻角的具体数值。由此可知，除最大升力系数及对应攻角随雷诺数增大而增大外，升阻比曲线也变得更宽，高雷诺数下的升阻比曲线几乎完全包络了低雪诺数下的升阻比曲线，最大升阻比增大，但对应的攻角变小，使得最大升力系数和最大升阻比之间对应的攻角区域变大，这使分别基于最大升阻比和最大升力系数方法设计出的叶片外形扭角差距加大，通过最优升阻比攻角来设计的叶片可以扩宽其工作范围，得到更高的风能利用系数。固定转捩下的最大升力系数、升阻比及其对应攻角与自由转捩下的变化趋势一致，只是对应的数值大小不同而已，这里不再说明。
图4中，
为自由转捩下最大升力系数，
表示固定转捩下最大升力系数。由图4可知，翼型气动性能随雷诺数的增大对叶中前缘粗糙度的敏感性降低，在雷诺数大于3x106时，敏感性小于10%,这说明对粗糙度不敏感。结合图3和表1可知，不管是从最大升力系数还是从最大升阻比的变化来看，翼型气动力随雷诺数增大对前缘粗糙敏感性降低。
图5给出了NACA63-421翼型在Re =3x106和9x106时翼型表面的转捩位置。
由图5可知，随着雷诺数的增大，不管是压力面还是吸力面转捩位置都向前缘移动，在失速攻角前吸力面转捩位置向前缘移动更明显，这有效的推迟了失速的发生，有利于维持一个相对较高的升力系数和较低的阻力系数。这是因为翼型表面如果是层流边界层，气流比较容易分离，如果是湍流边界层，气流比较难分离，而转捩位置前移使得层流边界层提前转为湍流边界层，延迟气流从翼型上分离，推迟失速的发生。转捩位置的预测对控制不同运行雷诺数下叶片翼型的表面流动，加装涡流发生器有重要的实用价值。
3风力机算例分析
为了研究雷诺数变化对实际工况下风力机气动性能的影响，对所有风力机翼型在不同雷诺数下的气动数据进行了修正，并使用不同雷诺数下修正的气动系数分别对同一大型风力机叶片进行气动性能计算。气动力系数在小攻角范围内通过之前的修正方法进行雷诺数修正，对失速后的气动性能数据利用Viterna-Corrigan失速后模型进行计算扩展到+—180 0，然后对其进行建模计算。
3.1风力机参数
计算采用的具体风轮参数如表2所示，叶片使用的翼型为DU+NACA系列．标准翼型相对厚度从40%～18%共6个翼型，中间过渡翼垂气动力系数通过相邻厚度两标准翼型按照相对厚度权重线性插值求得。叶片各截面参数如表3所示。
3．2计算机参数
机组切入和切出风速分别为3 m/s和25 m/s．根据表1仿真得到在来流风速为10.6 m/s时机组达到额定功率。图6为叶片在切入、额定和切出风速下截面雷诺数分布及变化。
由图6可知，雷诺数最大值达到1.1x107．从切人风速到切出风速之间同一个截面上的雷诺数变化范围很大，运行雷诺数远远大于目前已有测试气动数据的雷诺数。因此，有必要对气动力进行雷诺数的修正以得到可靠的输入，以考虑不同风速下翼型截面运行雷诺数变化引起气动力变化对风力机造成的影响。
图7为分别采用3x106,6x106和9x106 3种雷诺数下修正的气动数据对算例叶片仿真得到的最优功率系数曲线。
由图7可以看出，同一叶片最优功率系数曲线随雷诺数的增加桨距角增大，功率系数Cp最大值和对应的叶尖速比也增大，功率系数在不同尖速比下都有提升，尤其在大于最优叶尖速比后更明显．而高尖速比时对应低风速，这说明了在低风速下效率提高更多。在雷诺数为6x106和9x106时，叶片最优功率系数曲线桨距角比Re=3x106时分别增大0.40和0.60，最大Cp从0.485分别增大到0.491和0.494，对应最优叶尖速比从10.6分别增大到11和11.1 。根据机组参数，按照最优增益因子，分别计算不同雷诺数下对应的功率曲线，再根据瑞利分布得到年发电量后做对比，发现当平均风速为6.5 m/s时，Re =9x106时计算的年发电量比Re=3x106时大0.6%：当平均风速为10 m/s时，Re =9x106时计算的年发电量比Re =3x106时
大0.2%，这对7.0 MW机组来说相当于每年至少可以增加4万kWh左右。
图8显示了不同雷诺数及对应最优桨距角下机组随风速的推力曲线，推力大小从一个方面可以反映叶片及机组承受的载荷，由图可知在最优桨距角下，机组推力随雷诺数增大反而有所下降，在额定风速前较额定风速后明显，Re =9x106比Re=3x106时的最大推力下降2.2%，但如果桨距角不做调整，推力大小随雷诺数的增大反而有所增大。因此，对翼型气动力系数进行雷诺数修正，根据修正的气动力调整叶片最优运行点不仅可以增加年发电量，还可以有效减小载荷。
4结论
风力机的持续大型化发展给风能利用研究带来了巨大的挑战，这就要求在设计阶段更充分地了解机组的工作状态和提供更精确的输人参数以减少设计的不确定性和提高机组的可靠性。由于翼型运行雷诺数的改变对风轮叶片的性能和载荷预估存在多方面的影响，除翼型的稳态气动力和转捩位置外，还对边界层厚度、流动分离区域和大小，动态失速特性等产生影响。因此，对于未来大型风力机，为了保证其可靠性，对于高雷诺数下风力机翼型气动特性的研究很有必要。通过上述针对雷诺数对气动力影响进行的修正和计算分析，得到如下结论。
①结合实验数据和Xfoil计算结果对翼型气动力数据进行雷诺数修正的方法能很好地得到较高雷诺数下翼型的气动力系数，对目前没有高雷诺数下气动力实验数据的翼型是一种有效的气动力修正方法。
②根据风力机翼型实际运行工况计算表明，随雷诺数的增大，翼型升力系数线性区增大，最大升力系数和升阻比也增大，失速攻角延迟：对前缘粗糙敏感性降低，转捩位置向前缘移动。
③风力机功率系数曲线随雷诺数的增大，最优桨距角、最大Cp值及对应的叶尖速比都增大，不同尖速比下的功率系数都有提升，高尖速比下比低尖速比下提升更明显。
4大型风力机叶片截面运行雷诺数会影响整个机组的最优运行点.气动性和载荷大小，在设计阶段就应该予以充分考虑。
5摘要：
目前，大型风力机翼型的运行雷诺数已经达到107量级，但高雷诺数下的气动数据普遍欠缺，也缺乏雷诺数效应对叶片的影响评估。文章结合翼型现有测试数据和Xfoil计算结果，以NACA63-421翼型为例，根据较低雷诺数下的气动力数据对较高雷诺数下的气动力数据进行了修正。分析r雷诺数对翼型升阻力特性、升阻比、前缘粗糙敏感性、转捩位置等气动特性的影响。根据翼型雷诺数修正方法对7．O MW风力机叶片翼型气动力进行修正，依据不同雷诺数下修正的气动力数据对叶片进行了气动计算，发现不同雷诺数下叶片的最优运行点会发生改变，影响气动效率和载荷。因此，设计过程中需要充分考虑雷诺数对风力机叶片气动特性的影响。
