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    如果一個設計者要按前面章節(jié)的計算,預先估算出結論壓力的降低,而且結果與試驗的數(shù)據(jù)相當吻合,那么他一定對葉片流道中的實際流動情況十分感興趣。只有掌握旋轉(zhuǎn)流道中摩擦影響的充分知識,才能夠有把握地提出一些改進效率的方法。     人們可能會問:當考慮摩擦時,無摩擦流動會怎樣變化?首先,很容易得知,流道中的相對渦流將因摩擦而減弱,這就會使理論壓力增加。在葉片數(shù)較多時,由于這時摩表面的増加而使得理論壓力還有可能增加。試驗指出,葉片數(shù)多的葉輪,其試驗數(shù)據(jù)比計算數(shù)據(jù)高得多。     有關進一步的影響就只是猜測,因為在研究旋轉(zhuǎn)流道中的流動時,所遇到的困難非常大。只有在有可能搞清楚葉片氣流的細節(jié)后,才有可能專門詳細地論述這方面的問題。鑒于試驗上的困難,當發(fā)現(xiàn)對這一重要問題只引起很少的重視時,也就不會感到驚異了。為了獲得資料,厄爾特利,菲舍爾,埃舍爾一維斯,格呂納格爾,施蒂斯，弗里奇,費特,以及普里和米款爾采用空氣和水作介質(zhì),進行了各種試驗。     一般的觀察氣流的方法缺點甚多,氣流的表面圖譜大都采用在氣流容器中噴射鋁粉的方法來獲得。但它的雷諾數(shù)太低,而且已部分地處于層流的范圍。各種用空氣的試驗表明,在氣流中放置固體或在流道中某處放置紙帶、毛織品的線或類似的物件時是能夠表現(xiàn)出所發(fā)生的流動情況的。使用這些物件時使我們能看得見氣流流線的方向。盧因斯基一凱塞利茨最近的試驗指出,這種方法存在著相當大的偏差，有時離正確氣流方向的角度達30°之多。所以,用這種法不能得到準確的資料,特別是要從這些資料中搞清楚某些效應時更是如此。作者的方法是利用一層薄薄的發(fā)亮氣休,這種方法盧因斯基-凱塞利茨也使用過。如果在氣體中混入煤灰微粒,則可以清楚地分辯氣體排出以前的各個軌跡。由于發(fā)亮的煤灰微粒非常的小,所以觀察到的煤灰微粒軌跡和空氣微團的軌跡沒有什么差別。     盧因斯基一凱塞利茨以空氣為介質(zhì),采用這種方法來研究離心泵的葉輪。在葉輪流道的各個地方引入了發(fā)亮的煤煙并拍了照片。這種方法得到了葉輪內(nèi)部真實的氣流流動的清晰照片,達到了迄今為止還未有過的準確性。     為使這些試驗進一步完善,又在氣流中放入探針來測量靜壓。根據(jù)現(xiàn)在已知葉片流道中的氣流方向就可以用皮托管來測量各個點上的全壓。這一試驗成果很值得重視。圖30示出了額定流量時的相對氣流。虛線所示的軌跡是按發(fā)亮煤煙影像畫出的。葉片出口的擾動是特別的。     葉片流道中的壓力分布令人十分驚奇(圖31):最小和最大的壓力不是發(fā)生在葉片的壁上,而是出現(xiàn)在流道的中央。最小的壓力幾乎集中于進口截面的中部,而最大壓力則是處于出口區(qū)域,葉片工作面略前一點的地區(qū)。葉片末端的壓力平衡可以清楚地看出。提高速度進行汽蝕試驗時,這&middo;情況發(fā)生了變化,此時最低壓力區(qū)幾乎移到了進口端。    相對速度也很使人驚奇,因為它的最大值不是在進口處而幾乎是處于葉片非工作面的中點。而且中間流線的相對速度在整個流道中幾乎是不變的。  

1.   失速產(chǎn)生的現(xiàn)象和原因   無論是飛行器還是風力機，都是靠翼型升力來工作的空氣動力學設備。當空氣流過翼型時，會在翼型的上表面形成負壓，下表面形成正壓，上下表面的壓力之差就發(fā)生了升力。 隨著攻角增加，上下面的壓力差不斷增加，如下圖翼型表面沿單位化弦長的壓力系數(shù)的分布，請注意上表面的壓力分布的正負號，順著翼型前緣向尾緣的流動方向，上表面的壓力是不斷增加的，也就是說，沿翼型上表面的流動方向，壓力梯度是正值。   由于流體粘性的影響，離壁面越近，其流體的速度越小，下圖是典型的沿壁面方向的流體的速度分布，在壓力梯度的作用下，這一速度分布會產(chǎn)生變化，想象一個微小的流體單元，在負的壓力梯度下，就像有人在后面在推著流體單元，讓其不斷加速；而在正的壓力梯度下，就像有人在前面擋著流體讓其減速，在壓力梯度足夠大或者作用路程足夠長的時候，流體單元減速至零甚至負的速度，也就是在壁面附近出現(xiàn)反向的回流速度，即發(fā)生了流動分離。    翼型的上翼面是較大的正的壓力梯度為主，因此在大攻角下容易發(fā)生流動分離或者失速；翼型的下表面前半部分是負的壓力梯度，后半部分是較小的正的壓力梯度，因此通常不會發(fā)生流動分離。從微觀上看，“失速&dquo;的確是失去了速度，壁面附近失去了向前的速度。   2.   風力機的失速 飛行器特別是大型客機，是必須要避免失速發(fā)生，比如近年來的B737MAX因控制系統(tǒng)的問題導致攻角過大飛機失速而機毀人亡，多年前法航等航空事故也多和失速有關。     風力機是否可以工作在失速狀態(tài)下呢？答案是能又不能。早期的失速型風機甚至利用失速來控制載荷，但是機組的零部件必須要有相對變槳型機組更強的零部件設計。即使對于現(xiàn)代變槳控制的風力機葉片，首先看葉片的根部部分，由于制造的限制，葉根最大的扭角僅在15~20度左右，因而當?shù)氐膩砹鞴ソ峭ǔ：芨?，這一區(qū)域通常處于失速狀態(tài)下，通過安裝渦流發(fā)生器可以減小分離的區(qū)域。但是由于葉根附近區(qū)域的線速度較低，載荷也較小，對葉片和機組的影響也較小，因此不會對安全性產(chǎn)生危害。 由于風力機處在風速變化較為劇烈的大氣邊界層內(nèi)工作，可能由于風速風向的突然變化，控制系統(tǒng)未能及時介入導致葉片暫時處在失速下工作。如果風機葉片，特別是葉片外側，長期處于失速下運行，雖然從載荷上看并不會超過極限載荷，但是由于流動分離會產(chǎn)生高頻的交變載荷，這對葉片和機組的疲勞壽命產(chǎn)生影響，同時，由于在失速下的翼型的升阻比極低，發(fā)電性能也會大幅下降。因此必須要避免風力機長時間工作在失速狀態(tài)下。      根據(jù)各個現(xiàn)場項目的反饋，似乎葉片失速和風場的空氣密度、機組的轉(zhuǎn)速、功率、槳距角、葉片表面狀況……諸多因素有關，實際上總結一下，只和兩個因素有關：來流攻角和失速臨界攻角（即最大升力系數(shù)對應的攻角）。而葉片上各截面的當?shù)貋砹鞴ソ强梢酝ㄟ^機組運行的尖速比和槳距角計算得到。很容易理解，當風機處在很高的風速下仍沒有達到滿發(fā)變槳，運行尖速比會較低，各截面的當?shù)毓ソ亲兇螅幵谳^易失速的狀態(tài)；失速攻角是個相對較難得到的數(shù)值，一方面，幾乎所有的數(shù)值計算工具對于失速分離的預測都存在很大的局限性，主要是根據(jù)風洞實驗測試得到，或者根據(jù)實驗得到的經(jīng)驗、半經(jīng)驗的預測模型等等。另一方面，風力機葉片的表面狀況較為復雜，在前緣保護、制造缺陷、雨蝕磨損、昆蟲尸體、雨滴、凝結水等都會對失速臨界攻角產(chǎn)生影響。 某些翼型對這些前緣粗糙物相對不敏感，對升力以及失速臨界攻角影響較小，但是這類翼型可能升阻比等其他性能略差，在葉片開發(fā)過程中需要進行取舍。   3.   失速控制 目前市面上研究較多的葉片失速控制方式主要有兩大類：基于特定控制策略的主動失速控制；外加渦流發(fā)生器、邊界層吸氣等控制。 通過優(yōu)化控制策略是避免失速的重要手段，主要是通過變槳控制減小葉片沿展向各截面處的當?shù)毓ソ?，進而遠離失速。在變槳的同時，遠離失速，但也會損失升力。如前面所述，風力機和飛行器不同之處在于風力機允許短時間內(nèi)工作在失速下，因此可以通過加裝失速傳感器來判斷是否處于失速狀態(tài)，再進行變槳控制。失速傳感器通常利用失速后產(chǎn)生的流動分離、載荷波動、振動特性、噪聲增加、壓力分布死水區(qū)等對失速進行判斷。 渦流發(fā)生器是一種廣泛應用的氣動附件，通過渦流發(fā)生器將壁面附近的速度或者進行一定程度的混合，使近壁面的速度摻混均勻化，可以有效增加失速臨界攻角，但是值得注意的是，雖然渦流發(fā)生器可以提高最大升力、延遲失速，但是同時也會增加10%~30%的阻力，同時如果在葉尖處應用VG還會帶來額外的噪聲源。邊界層吸氣是通過改變轉(zhuǎn)捩位置來實現(xiàn)失速延遲，在航空行業(yè)有一定的應用，金風科技也曾嘗試將該技術應用于風力機葉片內(nèi)側厚翼型上，其基本原理是類似的。另外有一些常用的氣動附件如鋸齒尾緣、格尼襟翼等并不能直接起到延遲失速的作用，對失速臨界攻角的影響幾乎沒有。 總的來說，要實現(xiàn)葉片失速控制目前主流研究思路是：在葉片設計階段使用粗糙度敏感性較低的翼型，葉片取較低的設計尖速比、足夠的弦長；在葉片生產(chǎn)、制造期間保證工藝的加工精度和表面狀況；最后根據(jù)項目現(xiàn)場情況調(diào)整相關控制策略，必要時輔以渦流發(fā)生器等氣動附件。