噪声问题是升力型垂直轴风力机(VAWT)在城市应用中必须面对的问题[1]．文献[2]通过风洞实验研究了VAWT远场噪声水平和宽频噪声特性，文献[3]通过数值方法研究了不同叶尖速比和来流湍流强度对VAWT噪声水平的影响，但是当前对VAWT常用和专用翼型气动噪声特性的研究还较少．随着VAWT发展，VAWT翼型要兼顾气动性能和结构强度要求，以确保在低雷诺数(Re)环境中表现出良好的气动性能．虽然大量研究已经揭示了翼型气动噪声的机理，但是早期翼型方面的研究基本关注较高Re下薄翼NACA0012的气动噪声性能，而且研究表明风力机几何参数[4]和工作状态[5](如攻角和雷诺数)对气动特性有重要影响，特别是小攻角状态下的翼型单音噪声特性[6]极大地影响气动噪声水平．为此，本研究采用大涡模拟(LES)和声类比方法(FW-H)重点研究VAWT常用对称翼型(NACA0018和NACA0021)和专用非对称翼型(DU06-W-200[7]，MI和LUT[8])在低Re小攻角状态下的单音噪声特性及其与流场特征之间的关系，为VAWT降噪技术提供一定的理论参考．1 数值计算方法将ANSYS fluent平台用于计算翼型流场和气动噪声特性，翼型气动性能和流场特征的计算利用LES湍流模型，气动声学特性利用FW-H噪声预测模型获得．1.1　边界条件设置图1所示为数值计算的边界条件设置．进口采用速度进口边界条件，出口采用压力出口边界条件，来流速度(V∞)为30 m/s，翼型弦长(c)为0.08 m，网格结构为C型结构网格．垂直于翼型壁面方向上第一层网格的高度为10 μm，以满足LES数值计算要求，边界层内网格增长率为1.05．翼型展向长度为0.8c，且按照0.8c/32的规律均匀布局．10.13245/j.hust.210523.F001图1边界条件设置1.2　数值求解条件设置采用LES湍流模型进行非定常计算，其中，亚格子模型选择WALE，动量空间离散为有界中心差分格式，瞬态采用二阶隐式求解．时间步长Δt=τc/V∞，其中时间常数τ取为0.01[9]，故本研究的时间步长为27 μs．利用LES方法获得稳定的流场后，开启FW-H噪声预测模型计算翼型远场噪声特性，参考声压为2×10-5 Pa．根据文献[10]，本研究的噪声监测点设置为：监测点1(0.024，0.095，0) m在翼型吸力面侧，监测点2(0.024，-0.095，0) m在翼型压力面侧．1.3　数值模拟可靠性验证LES对垂直于壁面网格具有很高的敏感性．图2(a)为Re=1.6×105和攻角α=6°时不同网格数下NACA0018翼型表面压力系数(Cp)的数值结果和实验值对比[10]，由图2(a)可知：两种网格数下数值计算结果和实验结果相符，但是在吸力面上当网格节点为245×295×32时，前缘和尾缘附近数值预测结果更加接近实验值．图2(b)所示为两种网格数下NACA0018翼型声压级(PL)数值结果，图中f为频率．如图2(b)所示，数值预测单音噪声的主频率为1.90 kHz，对应该频率的斯特劳哈尔数(Sr)[10]为0.125，这和实验获得的单音噪声主频对应的Sr相符合[10]，而且数值预测的监测点1和监测点2处声压级分别为95.95 dB和95.98 dB，实验值为97 dB[11]，声压级预测误差约为1.03%，根据文献[12]的数值结果，该预测误差在合理范围内．因此，利用LES和FW-H数值方法预测翼型流场和单音噪声是可靠可行的．10.13245/j.hust.210523.F002图2NACA0018翼型数值和实验结果对比2 结果与分析2.1　VAWT专用和常用翼型单音噪声特性图3为α=3°和α=6°状态下五种VAWT翼型在监测点1处的压力波动功率谱密度(HD)．如图3(a)所示，α=3°时NACA0018翼型功率谱密度主峰值对应的Sr=0.129，NACA0021翼型功率谱密度主峰值对应的Sr=0.094，且这两个主峰值对应的Sr值均在单音噪声特征对应的Sr范围内[10]．在Sr≤0.25区域，DU06-W-200，MI和LUT翼型的功率谱密度没有明显主峰值，且功率谱密度小于NACA0018和NACA0021翼型功率谱密度，但是在Sr0.25区域LUT翼型功率谱密度表现出明显波动．总体来讲，当α=3°时，只有NACA0018翼型表现出相对明显的单音噪声特征，且在Sr≤0.25区域，对称翼型NACA0018和NACA0021的功率谱密度大于非对称翼型DU06-W-200，MI和LUT的功率谱密度．10.13245/j.hust.210523.F003图3不同攻角下翼型表面压力波动功率谱密度如图3(b)所示，α=6°时NACA0018翼型在Sr=0.125处存在明显的功率谱密度峰值，且呈现周期性变化；DU06-W-200翼型在Sr=0.111处也存在明显的功率谱密度峰值，但周期性较差；而其余三个翼型无明显的功率谱密度峰值．此外，五个翼型功率谱密度主峰值对应的Sr值均在文献[10]给出的单音噪声对应的Sr范围内，如MI，NACA0018和NACA0021翼型功率谱密度主峰值对应的Sr接近0.125，DU06-W-200和LUT翼型功率谱密度峰值对应的Sr均在0.11附近，可见厚度较小的翼型更容易表现出单音噪声特征．表1分别为α=3°和α=6°时五个翼型在监测点1和监测点2处的总声压级．如表1所示，当α=3°时，对称翼型NACA0018和NACA0021具有相近的总声压级，而且对称翼型的总声压级大于非对称翼型的总声压级．随着攻角的增加，当α=6°时，NACA018翼型出现了明显单音噪声特征，且总声压级明显增加，而其余四个翼型的总声压级基本和α=3°时的总声压级一致．结合图3(b)可知：当α=3°和α=6°时，单音噪声对总声压级有重要影响，且非对称翼型MI，LUT和DU06-W-200总声压级小于对称翼型NACA0018和NACA0021总声压级．10.13245/j.hust.210523.T001表1监测点处不同翼型总声压级翼型α=3°α=6°监测点1监测点2监测点1监测点2NACA002186.586.686.886.8NACA001886.886.996.096.0LUT80.080.379.880.1DU06-W-20080.380.479.980.1MI82.182.181.681.5dB2.2　VAWT专用和常用翼型流场特性图4为α=6°时翼型表面压力波动和流场结构，其中：最上面部分为沿着弦长方向翼型吸力面和压力面上的静压对时间偏导的均方根值(prms)曲线图；中间部分为翼型吸力面上涡结构云图，不同颜色代表速度变化，涡结构通过速度梯度张量Q准则表达[13]；最下面部分为z/c=0平面上翼型吸力面转捩区域附近(黑色虚线框区域)流线图，其中，S1和R1分别代表流体第一次分离点和再附着点，S2和R2分别代表流体第二次分离点和再附着点．如图4(a)所示，在x/c=0.08~0.51区域，NACA0018翼型吸力面上存在明显的压力波动，且分别在x/c=0.23和x/c=0.38处出现压力波动峰值．吸力面涡结构云图表明压力波动主要出现在流态转捩区域．在转捩初期，开尔文-亥姆霍兹(KH)不稳定性导致在层流剪切层产生不稳定涡，如流线分布图所示，在层流边界层内表现出分离再附着的过程．特别地，大约在x/c=0.2处沿着叶片展向形成明显的柱状涡结构，且逐渐向流态转捩区发展并消退，此过程中柱状涡诱导展向涡发生二次不稳定，在边界层区形成不稳定的分离泡．流体在大约x/c=0.51位置完全转捩为湍流边界层，且形成不稳定的卡门涡并向翼型尾缘方向发展．该结果与文献[10]通过PIV观察到的NACA0018翼型的流场结果相符；同时，在NACA0018翼型的压力面x/c=0.6位置出现了明显压力波动，且越靠近尾缘，压力波动幅值越大，在尾缘处，尾缘涡的形成导致压力波动急剧增加并达到最大值．与尾缘处吸力面的压力波动相比较，压力面上的压力波动频率更大．10.13245/j.hust.210523.F004图4α=6°时翼型表面压力波动和流场结构如图4(b)所示，NACA0021翼型吸力面上明显的压力波动出现在x/c=0.13~0.45区域．与NACA0018翼型相比较，NACA0021翼型层流波动起始位置远离前缘，流态转捩过渡区较窄，大约在x/c=0.45位置就进入了湍流状态，但是在靠近尾缘处压力面上的压力波动幅值较大(除尾缘处)，频率较小．类似的流体状态和发展过程在非对称翼型LUT，DU-W-200和MI中均存在．与对称翼型NACA0018和NACA0021相比，非对称翼型压力面上压力波动在靠近尾缘处具有明显的驼峰现象．在翼型尾缘处，对称翼型NACA0018压力波动最明显，其次是NACA0021翼型，而非对称翼型MI，LUT和DU06-W-200尾缘处的压力波动较小．这主要是因为在小攻角状态下，从对称翼型压力面和吸力面上脱落的涡在尾缘处具有较好的对称性，导致较大波动，这与卡门涡街现象类似．结合表1结果可知，声压级大小与尾缘处压力波动频率关系密切．3 翼型几何参数和单音噪声关系翼型几何参数对其气动性能和气动噪声特性有重要影响．结合表1内容可知：虽然NACA0018和NACA0021翼型吸力面和压力面上的静压随时间变化规律相似，但是由于NACA0018翼型具有较小的前缘半径和相对厚度[14]，导致NACA0018翼型的流态转捩区开始位置更靠近前缘，而且α=6°时对称翼型NACA0018和NACA0021压力面上的逆压梯度导致剪切边界层表现出强烈的不稳定性，因此NACA0018和NACA0021翼型的尾缘处均表现出相对较大的压力波动频率和幅值，特别是NACA0018翼型尾缘及尾缘附近压力面上的压力波动较为剧烈．此外，α=6°时NACA0018翼型具有非常明显的单音噪声特征．对比α=3°和α=6°情况下非对称翼型LUT，DU06-W-200和MI的噪声特征、表面压力变化规律和吸力面涡结构云图，如图3(b)所示，随着攻角的增加，在Sr≤0.25区域的DU06-W-200翼型出现明显的功率谱密度峰值，且Sr符合单音噪声特征，而LUT和MI翼型的功率谱密度没有明显变化．在三个非对称翼型中，DU06-W-200翼型相对厚度最小．对比NACA0018翼型的功率谱密度，同样具有类似结果，可见翼型的相对厚度对低频区气动噪声特性有重要影响．然而，在Sr≤0.25的区域的DU06-W-200翼型功率谱密度主峰值对应的Sr要小于NACA0018翼型的功率谱密度主峰值对应的Sr．由翼型气动噪声机理可知，边界层的不稳定性是引起单音噪声(低频区)的主要原因．对于相对厚度较小的翼型，随着攻角增加，在翼型吸力面上顺压区域减小，流体在顺压区域的速度增加相对剧烈，层流区域及转捩区域边界层的不稳定性也就相对增加．与NACA0018翼型比较，DU06-W-200翼型虽然有弯度，但是弯度很小，而且弯度靠近前缘并具有较小的前缘半径，这些翼型几何特征一定程度上缓解了DU06-W-200翼型在顺压区流体的加速，这也是导致α=6°时DU06-W-200翼型的单音噪声特征没有NACA0018翼型明显的原因之一．同理，对比具有相同相对厚度的NACA0021和MI翼型，当α=3°和α=6°时，较大的前缘半径使得MI翼型保持较宽的功率谱密度峰值区域，且无明显功率谱密度峰值．对比两个攻角下功率谱密度峰值对应的Sr，DU06-W-200和LUT翼型功率谱密度峰值对应的Sr低于其余三个翼型的Sr，可见翼型的弯度影响最大单音噪声的位置，而且随着最大弯度位置向尾缘方向的移动，最大单音噪声对应的Sr值向低频区移动．4 结论a. 翼型单音噪声特征与压力面尾缘处的压力波动有关，波动频率越大，单音噪声特征越明显．b. 翼型厚度对压力波动功率谱密度有重要影响，翼型相对厚度越大，压力波动的功率谱密度越低；翼型弯度影响单音噪声对应的Sr位置，最大弯度位置越靠近尾缘，最大单音噪声对应的频率越低．c. 当α=6°时，NACA0018翼型的单音噪声特征明显，功率谱密度最高，其次是NACA0021翼型，而MI，LUT和DU06-W-200三个翼型的单音噪声特征没有明显区别．在相同条件下，对称翼型压力波动功率谱密度要高于非对称翼型的功率谱密度，且对称翼型的总声压级要大于非对称翼型的总声压级．