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    如果一個(gè)設(shè)計(jì)者要按前面章節(jié)的計(jì)算,預(yù)先估算出結(jié)論壓力的降低,而且結(jié)果與試驗(yàn)的數(shù)據(jù)相當(dāng)吻合,那么他一定對(duì)葉片流道中的實(shí)際流動(dòng)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(shí),才能夠有把握地提出一些改進(jìn)效率的方法。     人們可能會(huì)問:當(dāng)考慮摩擦?xí)r,無摩擦流動(dòng)會(huì)怎樣變化?首先,很容易得知,流道中的相對(duì)渦流將因摩擦而減弱,這就會(huì)使理論壓力增加。在葉片數(shù)較多時(shí),由于這時(shí)摩表面的増加而使得理論壓力還有可能增加。試驗(yàn)指出,葉片數(shù)多的葉輪,其試驗(yàn)數(shù)據(jù)比計(jì)算數(shù)據(jù)高得多。     有關(guān)進(jìn)一步的影響就只是猜測(cè),因?yàn)樵谘芯啃D(zhuǎn)流道中的流動(dòng)時(shí),所遇到的困難非常大。只有在有可能搞清楚葉片氣流的細(xì)節(jié)后,才有可能專門詳細(xì)地論述這方面的問題。鑒于試驗(yàn)上的困難,當(dāng)發(fā)現(xiàn)對(duì)這一重要問題只引起很少的重視時(shí),也就不會(huì)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(fèi)特,以及普里和米款爾采用空氣和水作介質(zhì),進(jìn)行了各種試驗(yàn)。     一般的觀察氣流的方法缺點(diǎn)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(yàn)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(shí)是能夠表現(xiàn)出所發(fā)生的流動(dòng)情況的。使用這些物件時(shí)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(yàn)指出,這種方法存在著相當(dāng)大的偏差，有時(shí)離正確氣流方向的角度達(dá)30°之多。所以,用這種法不能得到準(zhǔn)確的資料,特別是要從這些資料中搞清楚某些效應(yīng)時(shí)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(gè)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(tuán)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(gè)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(shí)的氣流流動(dòng)的清晰照片,達(dá)到了迄今為止還未有過的準(zhǔn)確性。     為使這些試驗(yàn)進(jìn)一步完善,又在氣流中放入探針來測(cè)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(cè)量各個(gè)點(diǎn)上的全壓。這一試驗(yàn)成果很值得重視。圖30示出了額定流量時(shí)的相對(duì)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(dòng)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(jìn)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(diǎn)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(jìn)行汽蝕試驗(yàn)時(shí),這&middo;情況發(fā)生了變化,此時(shí)最低壓力區(qū)幾乎移到了進(jìn)口端。    相對(duì)速度也很使人驚奇,因?yàn)樗淖畲笾挡皇窃谶M(jìn)口處而幾乎是處于葉片非工作面的中點(diǎn)。而且中間流線的相對(duì)速度在整個(gè)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(fēng)力機(jī)，都是靠翼型升力來工作的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)備。當(dāng)空氣流過翼型時(shí)，會(huì)在翼型的上表面形成負(fù)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(zhǎng)的壓力系數(shù)的分布，請(qǐng)注意上表面的壓力分布的正負(fù)號(hào)，順著翼型前緣向尾緣的流動(dòng)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(dòng)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(huì)產(chǎn)生變化，想象一個(gè)微小的流體單元，在負(fù)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(zhǎng)的時(shí)候，流體單元減速至零甚至負(fù)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(dòng)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(dòng)分離或者失速；翼型的下表面前半部分是負(fù)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(huì)發(fā)生流動(dòng)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(fēng)力機(jī)的失速 飛行器特別是大型客機(jī)，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(dǎo)致攻角過大飛機(jī)失速而機(jī)毀人亡，多年前法航等航空事故也多和失速有關(guān)。     風(fēng)力機(jī)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(fēng)機(jī)甚至利用失速來控制載荷，但是機(jī)組的零部件必須要有相對(duì)變槳型機(jī)組更強(qiáng)的零部件設(shè)計(jì)。即使對(duì)于現(xiàn)代變槳控制的風(fēng)力機(jī)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(dāng)?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(duì)葉片和機(jī)組的影響也較小，因此不會(huì)對(duì)安全性產(chǎn)生危害。 由于風(fēng)力機(jī)處在風(fēng)速變化較為劇烈的大氣邊界層內(nèi)工作，可能由于風(fēng)速風(fēng)向的突然變化，控制系統(tǒng)未能及時(shí)介入導(dǎo)致葉片暫時(shí)處在失速下工作。如果風(fēng)機(jī)葉片，特別是葉片外側(cè)，長(zhǎng)期處于失速下運(yùn)行，雖然從載荷上看并不會(huì)超過極限載荷，但是由于流動(dòng)分離會(huì)產(chǎn)生高頻的交變載荷，這對(duì)葉片和機(jī)組的疲勞壽命產(chǎn)生影響，同時(shí)，由于在失速下的翼型的升阻比極低，發(fā)電性能也會(huì)大幅下降。因此必須要避免風(fēng)力機(jī)長(zhǎng)時(shí)間工作在失速狀態(tài)下。      根據(jù)各個(gè)現(xiàn)場(chǎng)項(xiàng)目的反饋，似乎葉片失速和風(fēng)場(chǎng)的空氣密度、機(jī)組的轉(zhuǎn)速、功率、槳距角、葉片表面狀況……諸多因素有關(guān)，實(shí)際上總結(jié)一下，只和兩個(gè)因素有關(guān)：來流攻角和失速臨界攻角（即最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的攻角）。而葉片上各截面的當(dāng)?shù)貋砹鞴ソ强梢酝ㄟ^機(jī)組運(yùn)行的尖速比和槳距角計(jì)算得到。很容易理解，當(dāng)風(fēng)機(jī)處在很高的風(fēng)速下仍沒有達(dá)到滿發(fā)變槳，運(yùn)行尖速比會(huì)較低，各截面的當(dāng)?shù)毓ソ亲兇?，處在較易失速的狀態(tài)；失速攻角是個(gè)相對(duì)較難得到的數(shù)值，一方面，幾乎所有的數(shù)值計(jì)算工具對(duì)于失速分離的預(yù)測(cè)都存在很大的局限性，主要是根據(jù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)試得到，或者根據(jù)實(shí)驗(yàn)得到的經(jīng)驗(yàn)、半經(jīng)驗(yàn)的預(yù)測(cè)模型等等。另一方面，風(fēng)力機(jī)葉片的表面狀況較為復(fù)雜，在前緣保護(hù)、制造缺陷、雨蝕磨損、昆蟲尸體、雨滴、凝結(jié)水等都會(huì)對(duì)失速臨界攻角產(chǎn)生影響。 某些翼型對(duì)這些前緣粗糙物相對(duì)不敏感，對(duì)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(jìn)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(dòng)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(dāng)?shù)毓ソ牵M(jìn)而遠(yuǎn)離失速。在變槳的同時(shí)，遠(yuǎn)離失速，但也會(huì)損失升力。如前面所述，風(fēng)力機(jī)和飛行器不同之處在于風(fēng)力機(jī)允許短時(shí)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(jìn)行變槳控制。失速傳感器通常利用失速后產(chǎn)生的流動(dòng)分離、載荷波動(dòng)、振動(dòng)特性、噪聲增加、壓力分布死水區(qū)等對(duì)失速進(jìn)行判斷。 渦流發(fā)生器是一種廣泛應(yīng)用的氣動(dòng)附件，通過渦流發(fā)生器將壁面附近的速度或者進(jìn)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(shí)也會(huì)增加10%~30%的阻力，同時(shí)如果在葉尖處應(yīng)用VG還會(huì)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(shí)現(xiàn)失速延遲，在航空行業(yè)有一定的應(yīng)用，金風(fēng)科技也曾嘗試將該技術(shù)應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)葉片內(nèi)側(cè)厚翼型上，其基本原理是類似的。另外有一些常用的氣動(dòng)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(duì)失速臨界攻角的影響幾乎沒有。 總的來說，要實(shí)現(xiàn)葉片失速控制目前主流研究思路是：在葉片設(shè)計(jì)階段使用粗糙度敏感性較低的翼型，葉片取較低的設(shè)計(jì)尖速比、足夠的弦長(zhǎng)；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(xiàng)目現(xiàn)場(chǎng)情況調(diào)整相關(guān)控制策略，必要時(shí)輔以渦流發(fā)生器等氣動(dòng)附件。