篇1：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
本文用FLUENT软件模拟了结冰后NACA 0012翼型周围流场的变化,并与结冰前NACA 0012翼型的气动性能进行了对比.工作中首先以未结冰的NACA 0012翼型(干净翼型)为标准模型进行了数值验证计算,再以经过检验的`方法计算结冰模型,并与结冰风洞试验数据进行了对比.本文计算攻角为0°～20°,温度为250.37K,雷诺数为2,400,000,冰型为圆形坚冰.通过对比升力阻力性能,发现与干净翼型相比,结冰翼型的最大升力系数大约减少了50%,阻力系数增加了约65%,失速攻角降低了4°.结冰后翼型提前失速是造成气动性能恶化的主要原因.
作 者：周华 胡世良 ZHOU Hua HU Shi-liang 作者单位：同济大学,航空航天与力学学院,上海,92 刊 名：力学季刊 ISTIC PKU英文刊名：CHINESE QUARTERLY OF MECHANICS 年，卷(期)： 28(1) 分类号：V211.41 关键词：圆形坚冰 Spalart-Allmaras模型 NACA 0012 飞机结冰篇2：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
翼型改型对超临界翼型气动性能影响的数值研究
为了深入研究改型对跨声速翼型气动性能的`影响,对NASA SC(2)-0614翼型进行多种方案的改型,包括前缘半径、厚度、弯度、翼型上表面形状等,并得出最终优化改型方案.数值模拟结果表明,改型后翼型设计状态下升阻比和临界马赫数均有显著提高.
作 者：陆超 徐志晖 张广 LU Chao XU Zhi-hui ZHANG Guang 作者单位：沈阳航空工业学院动力与能源工程学院,辽宁,沈阳,110136刊 名：沈阳航空工业学院学报英文刊名：JOURNAL OF SHENYANG INSTITUTE OF AERONAUTICAL ENGINEERING年，卷(期)：25(5)分类号：V211.41关键词：超临界翼型 临界马赫数 升阻比
篇3：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
Inrecentyears,manywindtunnelexperimentsaboutlargeaspectratioaircraftindicatethattheairfoil ofmodelpresencesobviousvibration,asshowninFig.1thatillustratesthedemonstrationofairfoilvibrationin alowspeedwindtunnelofNorthwesternPolytechnical University.Thearrow inFig.1rightdownregionrepresentstheamplitudesofvibration.Accordingtothe literature[1—3],itiswellknownthatthereasonof producingvibrationoflargeaspectratioairfoilmainly comesfrom elasticvibrationofairfoilmodelitsselfand vibrationofsupportingsystem.However,duetothe secrecyofaircraftmodeldealingwithmilitary,itisdifficulttofindthevaluableinformationfrom theexisting reports.Farther,itisofgreatimportancetobeableto improvetheprecisionandreliabilityofwindtuunelexperiments.
Withthedevelopmentofhigh-speedcomputerand numericalcomputationalmethods,the computational fluiddynamics(CFD)wasintroducedinthispaper.Thismethod possessessomesuperiorcharacteristics,suchaslow costandeasycontrollingoftheproperties offluid,whichmakesithighlyvaluedbyresearchers anddevelopedquickly.Therefore,inthispaper,the CFD approachisemployedtoinvestigatetheeffectof modelvibrationontheairfoilflow fieldbydesigning severaldifferentvibrationmodel.Usingthemethodit isprimarifoundthattheelasticvibrationofthemodel airfoilmaycausethestallattackahead.
1 Numericalmethodandexample
Duetothetimeconsumingofcomputationonthe unsteadyflowfield,atwo-dimensionalairfoilmodelof highaspectratioisapproximatelyconsideredtoinvestigatetheaerodynamicperformance.Consequently,the evolvedinfiniteinterpolationapproachisemployedto introducetheC gridofairfoil.Andthecompressible andunsteadyN-Sequationisdescribedasfollows:
where Q=[ρ,ρu,ρv,e]T,inwhichρdenotesthefluid density;uandvdenotecomponentsofthevelocityin thedirectionxanddirectionyrespectively;edenotes wholeinternalenergyofunitvolume;ndenotesaunit normalvectorofintegralboundary;vdenotestheintegralenergyofaunitflowfield;vdenotestheboundaryofintegralregion;F denotesflux,which can be classifiedtwocategories:non-viscosity FEandviscosity Fv:
Inordertoimprovethereliabilityofthecomputation,inthecaseofunsteadycondition,doubletime methodisappliedtofigureouttheunsteadyN-Sequation,wheretheSSTmodelisemployedbasedonthek-ωequation.Inaddition,forthesakeofcomparingthe resultsindifferentconditions,thecomputationindifferentvibrationmodelanddifferentparametersadopts thesamegridandviscouscoefficient.Andwhenthe physicaltime isadvanced,the maximum erroradvancedaboutpseudotimeineverystepiscontrolled below 10-5.Thesemeasurescanbeusedtoensurethe compulatingresultsreliability.
Toidentifythereliabilityofthenumericalmethod andprogram,theairfoilNACA 0015withquarter-chord length which performspitching motion isconsidered andinvestigated.Duringtheanalysis,theReynolds numberReisconsideredtobe 1 950 000,andMach numberMaisconsideredtobe 0.29,themathematic expressionofmotionisdefinedbyα=αm+α0sin(ωt),reduced frequencyk=ωc/2V∞,whereαmdenotes mean incidence angle,α0denotes incidence angle magnitudeofpitchingmotion,ωdenotestheangular frequency.Inthestudy,αm=17°,α0=4.2°,k=0.1.Therelation between liftcoefficientcland incidence angleisshowninFig.2.Itisevidentfrom thefigure thatthemethodandprogram adoptedinthispapercan accuratelysimulatetheunsteadyseparateflowfield.
2 Resultsanddiscussion
Tosimulatethevibrationoflargeaspectratioaircraft,theNACA 0008airfoilwiththelesserthicknessis carriedouttoinvestigate.Accordingtothelow speed inwindtunnel,theReynoldsnumberofairfoilisconsideredtobe 106,andMachnumberisconsideredto be 0.15.Inthecaseofαm=15°,theplungingmode andpitchingmodeand teirvariouscombinationsare choosedtobeinvestigated.
Forthepurposesofaccuratelycapturingthehistoryvariation ofairfoils liftcoefficientand plunging modewithnon-dimensionaltime,theparameterαm=15°,thenon-dimensionalamplitude(relativeairfoil chordlength)H=0.06andk=0.5areusedinthe computation.Thiscaseisclosetothewingtipsvibrationofhighaspectratioairplanemodelwhichmainly havebendingmotion.Thevariationofliftcoefficient andplungingmovementswithnon-dimensionaltimeis illustratedinFig.3,wherethecurveofliftcoefficient withnon-dimensionaltimeisabove,andthecurveof plunging movements ofairfoilwith non-dimensional timeisbelow.Itcanbeseenfrom theresultsthatwhen theairfoilisatrest,whichcorrespondstothenon-dimensionaltimeTlessthan 150,theseparatevortexaroundtheairfoilsflow fielddoesntappear.Inaddition,itisevidentthatwhenairfoilbeginstovibrate,which correspondstothenon-dimensionaltimeT>150,theoscillationamplitudeofliftcoefficientpresentsperiodicalchange.Howeverthereasonofthisvariationisbecauseoftheunsteadyplungingmovements ofairfoil.Consequently,whentheairfoildescendsto thelowerpoints,thesmallseparatedvortexisemerged inthebackofairfoil,asshowninFig.4.
However,airfoilwillperform blendingvibration andtorsionalvibrationatthesametimewhenthecenterofgravityofairfoilmodelalongthechordfrom the leadingedgeisnotconsistentwith theelasticaxis,whichiscorrespondingwithpitchingmovementofthe airfoil.Thevariationofliftwithnon-dimensionaltime isshowninFig.5forαm=15°,H=0.05and 0.01radian(correspondingtoangle 0.573°).Thecurvethat isaboveinFig.5representsthevariationofliftcoefficientwith non-dimensionaltime,thecurvewhich is middledenotesthevariationofpitchinganglewithnondimensionaltime,thecurvewhichisbelow showsthe variationofplungingdisplacementwithnon-dimensionaltime.Itisevidentthatthetopsurfaceofairfoilpresentstheregularlargescalesheddingprocess.Furthermore,thesheddingfrequencyofseparatevortexiscoincidentwiththevibrationfrequency.Thisisattributed tothecombinationofairfoilplungingandpitchingvibration.Also,itcanbeseenthatthephaseofpitching vibrationisconsistentwith theplungingmovements,namelythemaximum valueofpitchingiscorrespondencewiththepeakoflift-downmovements.Theevidenceofthisphenomenonrepresentsthecontribution from thefactthattheairfoilelasticaxislocatesbehind thecenterofgravityofairfoil.Moreover,when the phaseofpitchingvibration isoppositetothatofthe plungingmovements,namelythe minimum value of pitchingiscorrespondencewiththepeakoftheplungingmovements.Thisisattributedtothefactthatthe airfoilelasticaxislocatesthefrontofcenterofgravity ofairfoil.Fig.5showsthesevereseparationflow field oftheairfoilsvibration.Itisevidentthateventhough thevibrationmagnitudeofpitchingreaches 0.02radians,thesevereseparationvortexunsteadysheddingas showninFig.6doesnotappearintheflowfieldofairfoil.Fig.6presentsthevariationofliftcoefficientforαm=15°,H=0.05and 0.02radians.
Todemonstratetheeffectofdifferentphaseson thecalculation,Fig.8showsthevariationofairfoillift withthenon-dimensionaltimeinpitchingvibrationlaggingbehindthe 270°phaseofplungingmovementsforαm=15°,H=0.05and 0.02radians.Itisdemonstratedthatthesevereseparationvortexdoesntemergein theflowfieldofairfoilandtheoscillationmagnitudeof liftcoefficientresultedfrom theunsteadyvibrationminishedobviously.
Basedonthemodeabove,theunsteadyprocess with pitching vibration lagging behind 90°phase of plungingmovementsisgiveninFig.9.Itisclearthat the severe separation vortexunsteadyshedding will present.Additionally,theoscillationmagnitudeoflift coefficientisgreaterthanthatofsamephase,asshown inFig.10.
3 Conclusions
InthispaperthenumericalmethodCFD forthe simulationoftheinteraction between modelvibration andtheflowfieldofairfoilinwindtunneleaperiments isdeveloped.Thestudyfocuseson theflow field at highattack.Differentphasedifferenceobtainedfrom twovibrationcombinationisexploredconsideringthe plungingvibrationandpitchingvibrationofairfoil.The basicconclusionsthatcanbedrawnfrom thestudies areasbelow:
(1)Whenthedifferentvibrationlagsbehindthe differentphase,theresponseofseparation ofairfoil flow field isdifferent.When thephasebetween the pitchingvibrationandplungingmovementsisconsistent orlittledifference,theeffectofpitchingvibrationand plungingmovementsontheflowfieldismarked,which correspondstothewindtunneltestmodelatthecenter ofgravityofairfoilalongthechordfrom theleading edgethatisinthefrontoftheelasticaxis.Whenthe phaseangledifferencebetweenthepitchingvibration andlift-downmovementsis 270°,theeffectofpitching vibrationandplungingmovementsontheflow fieldis weaker,which correspondsto the wind tunneltest modelatthecenterofgravityofairfoilalongthechord from theleadingedgethatisbehindtheelasticaxis.
(2)Forthelow speedwindtunneltestmodels,particularly,inthedesignoflargeaspectratiowind tunneltestmodels,theirwingsmustbeprovided enoughstrength.Inaddition,theinfluenceofmodelvibrationonthewindtunnelmodelsmustbeconsidered intheexperiments,especially,theeffectofvariation nearthestallattackisvisible.
摘要：通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。
关键词：Navier-Stokes方程,分离流,失速,大展弦比模型机翼,弹性振动
参考文献
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篇4：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
关键词：数值模拟； 襟翼； 翼型； 攻角
中图分类号： TK 89 文献标志码： A
与水平轴和阻力型风力机相比，垂直轴风力机具有叶片设计简单、对风向不敏感等优点.但现有的垂直轴风力机与水平轴风力机相比效率相对较低，因此有必要对其进行进一步的研究，通过各种机械和控制方法提高其效率[1].而在翼型后部开槽或者采用襟翼是提高和改善整个翼型的空气动力学性能的主要技术方法[2].
国内外许多学者均对带有襟翼翼型的气动性能进行了相关研究，并得到了一些理论和实验结果.文献[3-4]的研究表明，安装襟翼的风力机叶片能有效提高风能利用系数.文献[5]测试了尾缘处安装有不同高度和安装角的襟翼翼型，结果发现，叶片加装襟翼不仅能有效增加翼型的升力，且在襟翼高度相同的条件下，安装角为90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield[6]通过实验证明：不同几何形状的襟翼可减少风力机叶片流动分离，提高效率.研究表明，合理的襟翼结构和对其采取的控制方法将改善和提高风力机气动性能，但单纯的固定式襟翼不适用于攻角变化大的垂直轴风力机，且随尖速比增加无法持续提高其气动性能，而分段式襟翼能显著改善翼型背风处的流动使其在大攻角下的分离区减小[7-8].上述研究均表明采用襟翼结构的翼型会改变翼型的攻角，而攻角又是影响翼型气动性能的重要参数.因此有必要研究因襟翼翼型摆角引起的攻角变化.
本文以NACA0012翼型作为基本翼型，对襟翼摆角引起的攻角变化情况进行研究与分析.
2 数值方法
2.1 控制方程与湍流模型
因风力机运行于低雷诺数Re下，故流场计算采用黏性不可压缩N-S方程，即
式中：ρ为流体密度；μ为动力黏度；p为压力平均值；u—i、u—j分别为流体速度在i、j方向上的变化率；u′i、u′j分别为i、j方向上的速度脉动.
本文采用SpalartAllmaras湍流模型，该模型计算逆向压力梯度问题时具有较高准确度且速度快、易收敛[9].
2.2 几何模型与计算域划分
两段式翼型如图1所示，图中：C为翼型弦长；θ为襟翼摆角.采用NACA0012对称翼型，以弦长1/4处的襟缝为界将翼型分为主翼及襟翼，出于结构考虑将襟缝宽度设为C/30[1].
计算域划分如图2所示.进口为半圆形区域，
距叶片尾缘10倍弦长，上、下表面距离叶片均为
10倍弦长，三者边界条件均为速度进口，来流速度
V=10 m·s-1；出口距叶片尾缘20倍弦长，以保证尾流发展充分，减少边界对其影响；边界条件设为压力出口，且表压为0 kPa；翼型上、下表面均设为无滑移壁面.流体介质为空气，密度为1.225 kg·m-3，马赫数Ma=0.03，雷诺数Re=6.85×105，μ=1.789 4×10-5 kg·m-1·s-1.
图3为襟翼摆角θ分别为0°、10°和20°时的网格分布.采用结构化网格，根据标准壁面函数法划分边界层网格，叶片壁面处y+控制在0.9～9.5，以满足黏流计算对壁面网格的要求[10]，网格数约为18.5万.本文共计算了7种不同摆角时的翼型气动性能，限于篇幅仅给出其中3种摆角时的网格分布.
对θ=0°的翼型网格进行无关性验证：当网格数为18.5万时，俯仰力矩系数Cm=-0.778；当对网格加密至21.2万时，俯仰力矩系数保持为Cm=-0.777.可知，当网格数大于18.5万时，计算结果与网格数无关，因此本文计算网格均采用总数为18.5万的网格.
2.3 有效性验证
为验证流场求解精度、网格质量、湍流模型选取及边界条件设置的准确性，将使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil软件计算结果[11]及实验数据[12]进行对比.
图4为Re=6.85×105时，翼型升力、阻力系数
实
验数据、Xfoil软件及CFD软件计算结果对比，
图中：
Cl为升力系数；Cd为阻力系数；α为攻角.由图可
知：失速前三者的升力、阻力系数均相近，误差小于5%；但失速后Xfoil和CFD软件计算结果与实验数据对比误差较大，即CFD和Xfoil软件的计算结果在失速前攻角范围（即有效攻角）内具有较高的计算精度.
3 计算结果与分析
3.1 不同摆角翼型的有效攻角范围
计算条件相同、襟翼摆角不同时流场流线分布如图5所示.当θ=0°时，随攻角增大
在尾缘处产生流动分离，分离点逐渐向前缘移动
且分离范围逐渐扩大，导致气动性能下降.这与原
NACA0012翼型的计算和实验结果吻合，也与文献[13]的结果一致.当12°<α<16°时，翼型产生尾缘涡并逐步向前发展，最后完全失速.因此，θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范围为-16°<α<16°.而对于θ=10°的襟翼翼型，在α<-12°时失速分离区域前移至翼型背风面，α<-15°时完全失速，其有效攻角范围为-14°<α<16°.
图6为不同摆角襟翼完全失速时的流线.由图可看出，不同摆角出现的完全失速攻角亦不尽相同：对于正攻角，所有摆角的失速攻角均为α=17°；而负攻角的失速攻角随翼型摆角增大而减小.因此，随襟翼摆角增大，翼型的有效攻角范围持续缩小，负攻角完全失速趋势愈加明显.
3.2 不同摆角翼型的攻角迁移现象
θ分别为0°、10°、20°、30°时的升力系数如图7所示.随着摆角增大，翼型有效攻角的升力系数向右下方移动.对比θ=20°时的最大升力系数对应的攻角与θ=0°时相同升力系数的攻角可知，
θ=20°时攻角右移约6°，而θ=30°时攻角右移约
8°.也就是说处于不同位置的襟翼，改变了整体翼型的攻角，增加了有效攻角范围.最大升力系数对应的攻角在原有翼型基础上有较大的增加，攻角产生了正迁移.同理，对于负攻角则产生了负迁移.
此现象可由图8所示的弦线变化示意图解释，图中α′为攻角迁移量.当摆角变化时，翼型所对应的弦长亦发生变化，而攻角的定义为翼型弦长与来流风速的夹角.因此，欲达到相同升力系数则需增大攻角，从而使得升力系数在增加摆角的情况下向右偏移，相当于攻角产生迁移.
据此可知，当θ=10°时，α′=2.49°，但升力系数曲线实际偏移量为3.75°，如图7所示.
为进一步说明升力系数的偏移现象，表1给出了静态情况下摆角与对应攻角迁移量的关系.从表1中可看出，考虑弦长改变所引起的攻角迁移量计算值与CFD软件模拟值变化趋势一致，表明该对应关系在一定程度上可确定翼型在静态情况下改变摆角时对应的攻角迁移量，从而可通过改变摆角达到改变攻角的目的.
3.3 不同摆角翼型的表面压力变化
图9为α=0°时，不同摆角翼型上、下表面压力差分布.从图中可知，随襟翼摆角增大，翼型同一坐标点的上、下表面压力差增大，其受力反向增大.
通常风力机通过变浆改变翼型上、下表面压差，但垂直轴风力机扭转需克服较大翼型俯仰力矩.而通过襟翼摆角改变翼型上、下表面压力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.该方法对制定垂直轴风力机叶片攻角控制策略具有一定理论指导意义.
4 结 论
本文计算了不同摆角襟翼翼型在不同攻角下的升力系数和阻力系数，并与Xfoil软件计算值及实验数据进行了可靠性验证.结果表明：
（1） SpalartAllmaras湍流模型可用于襟翼翼型气动性能的计算.
（2） 襟翼摆角增大，负攻角时翼型的尾缘涡提前分离，有效攻角范围减小.随襟翼摆角增大，翼型上、下表面压力差增大，其受力反向增大.
（3） 通过弦线变化原理得出了摆角θ与攻角迁移量α′的对应关系.
参考文献：
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篇5：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
大量研究表明, 处于复杂流场环境下的风力机所承受的非定常空气动力载荷是风力机结构疲劳和损毁的主要原因。风力机叶片在经历非定常攻角变化时, 会出现流动分离和失速的问题, 即动态失速。叶片发生动态失速时导致的气动载荷迟滞和衰减的气动阻尼会引起风力机叶片的不稳定, 大大缩短叶片的使用寿命。此外, 动态失速还会引起气动力明显增加以及随之而来的较大结构载荷和弯矩。为了更好地了解动态失速现象以及改善风力机动态载荷及输出功率的预测精度, 本文对平板翼型的动态失速展开数值模拟研究, 分析动态失速对翼型气动性能的影响。
2 CFD模型
基于CFD进行平板翼型的二维数值模拟研究, 翼型的CFD模型如图1所示。
CFD模型分为外流域 (Far-field) 和叶片域 (Blade-zone) 两部分, 叶片域和外流域通过Interface实现数据交互。外流域尺寸如图1所示, 采用速度进口, 距离叶片域旋转中心10倍的叶片弦长;外流域的上下两边也采用速度进口, 外流域宽度为20倍的弦长;采用压力出口, 出口距离也为20倍的弦长。叶片域以叶片弦长的中点转动, 叶片域直径为5倍的弦长, 外流域网格为46948, 叶片域网格为30280。
仿真过程中采用SST k-w湍流模型, 进口风速为8 m/s, 叶片的俯仰运动 (ÁÁÁÁ333000ÂÂÂsssiiinnn ( ( (wwwttt) ) ) ) 通通过过DDEEFFIINNEE__CCGG__MMOOTTIIOONN宏宏DDFF实实现。仿真过程中将残差收敛判据设置为1e-5, 若前后两个周期内的平均力矩系数小于1%也即为收敛, 单个时间步长内采用30个亚计算步 (sub-iterations) 。
3 CFD仿真结果
针对翼型动态失速的CFD仿真结果如图2所示。由图2可知, 随着转速的增加, 翼型的最大升力系数增大, 而且发生动态失速的攻角后移;在转速为π和2πrad/s的情况下, 翼型发生了明显的动态失速, 而转速为5πrad/s时未发生动态失速。这是因为转速增加导致翼型的局部雷诺数增加, 相应的失速角增大, 当雷诺数增大到一定程度, 翼型在30°攻角方位内不会发生动态失速。
由图2还可以发现, 翼型阻力系数在小攻角范围内变化缓慢, 当达到失速角后, 升力系数急剧下降, 而阻力系数快速增加;而且随着转速的增加, 阻力系数的幅值也增大。此外, 升力变化曲线在失速后出现高频震荡, 这是由次生涡的频繁产生和脱落导致的, 该现象表明次生漩涡的脱落可以改善风力机的气动性能。图2表明在上仰和下俯运动过程中翼型的升力系数不一致, 导致了“磁滞环”现象, 这是由流体的粘性和漩涡导致的。
4 结论
根据CFD仿真研究发现, 翼型的失速角随着角速度的增加而增大, 而且最大升力系数也随之增大, 角速度的增加可以降低动态失速严重程度甚至避免其发生;次生涡的频繁生成与脱落是导致失速后升力系数高频波动的根本原因。
摘要：本文基于SST k-w模型对平板翼型的动态失速问题展开数值模拟研究, 以翼型的1/2弦长处为转动中心, 分析翼型在不同俯仰角速度下的气动性能, 探究动态失速对平板翼型气动性能的影响。
关键词：平板翼型,动态失速,数值模拟
参考文献
[1]纪兵兵, 陈金瓶.ANSYS ICEM CFD网格划分技术实例详解[M].北京:中国水利水电出版社.
篇6：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
关键词：吸气位置,大转角矩形扩压叶栅,气动性能,角区分离
现代高性能航空发动机正朝着低耗油率、高效率和高推重比的方向发展,而压气机作为航空发动机的三大核心部件之一,压气机的性能已经成为制约发动机性能提升的瓶颈,如何同时提高压气机的压比、效率与稳定性一直是困扰着无数科研工作者的难题。已有的研究资料表明,采用大折转角叶栅提高叶片负荷并结合附面层吸除技术削弱流动分离是提高压气机效率和压比的一条极具潜力的途径[1]。
目前国外在这方面已经进行了大量的理论研究和试验验证,证明高负荷吸除附面层压气机的单级技术指标远远超过常规压气机水平。1997年MIT的Kerrebrock等人最早提出吸附式压气机这种新的压气机设计概念以来,附面层抽吸逐渐成为高负荷压气机研究中的一个极具前途的研究方向,其研究结果证明附面层抽吸对低能流体的有效控制增强了气流的折转能力,使得叶栅通流能力以及扩压能力显著提升,同时还提高压气机的效率[2]。紧接着他们利用准三维和全三维无粘程序设计了三个风扇级,并通过采用附面层抽吸技术,将相同叶尖速度下的风扇级加功能力提高到了常规级的175%以上[3]。2002年MIT与Glenn研究中心进行的一次吸附式风扇级实验将风扇级的压比提高到传统风扇级的1.5倍左右[4]。有研究资料表明,该项技术目前已经在F414发动机中得到了应用[5]。
国内对于该项技术的研究起步较晚,北航的李秋实等人以跨声速压气机转子ATS-2为研究对象进行了附面层抽吸技术的相关研究,数值模拟结果表明通过附面层抽吸,转子的压比和效率分别提高了1.7%和0.5%[6]。中科院的牛玉川等对具有22°叶型折转角的平面叶栅采用附面层吸除的实验结果表明,当吸气量逐渐增大时,叶栅尾迹宽度最大缩小11.3,总损失下降10%,并提出附面层分离越严重时采用附面层吸气的效果越好[7],哈工大的郭爽自行设计了一种高负荷大转角叶型,并采用数值与矩形叶栅实验的方法验证了附面层抽吸对于压气机性能提升的可能性[8]。
本文主要针对低速气动性能良好的NACA65-010叶型,采用60°转角,研究在不同吸力面位置进行抽吸的矩形叶栅气动性能随来流冲角变化的规律,同时完成对应的叶栅实验前期的数据准备工作[9]。
1 叶型参数与数值方法
1.1 叶型参数定义数值方法
如图1所示,叶片采用弯角为60°的NACA65-010叶型,抽吸内腔与叶片表面厚度为2 mm,通过开展开槽实现附面层的抽吸,缝宽2 mm,参考已有研究文献,设定开槽位置分别为距前缘35%、48%和60%弦向位置,叶栅的具体几何与气动参数参见表1。
1.2 数值方法
本文选用ANSYS CFX11.0软件进行数值计算,采用k-ε模型,用ICEM CFD生成结构化网格,对叶片前缘、尾缘及抽吸槽位置进行加密,网格总数65万(见图2)。
2 不同抽吸位置对叶栅性能的影响规律
2.1 原型叶栅不同冲角下的性能变化规律
原型叶栅的性能计算方案分别选取了-10°、-5°、0°、+5°和+10°五个冲角,分别定义为ORI_N10、ORI_N05、ORI_00、ORI_P05及ORI_P10。图3所示给出了叶栅出口截面下半叶高总压损失系数云图。由0°冲角总压损失系数云图(图3(c))可知,高损失区域较大。随着冲角的减小,损失区域逐渐减小(图3(a)和(b)所示);而随着冲角的增大,损失区域几乎遍及全叶高,且冲角越大,损失程度越严重(图3(d)和(e)所示)。从图中还可以看出,虽然采用了60°转角的叶片,但在设计冲角(0°)下,其分离形态还是呈现出较为正常的角区分离,表明低速来流条件下该叶型的良好性能。因此对于该叶栅的附面层抽吸也显得更具有实际应用意义[10]。
图4给出了这五种工况下吸力面极限流线分布。在0°冲角时,起始于叶片前缘的流线在沿流向发展的过程中逐渐以一条起始于叶根35%弦长的流线为渐近线,与之靠拢的同时向中径的方向抬升,这簇线即为吸力面分离线,这条分离线在尾缘处达到叶高的高度约为43%,说明角区分离的程度相当大。随着冲角的减小,角区分离的程度逐渐减小,在-10°冲角工况下,吸力面分离线在尾缘处仅达到叶高的20%左右;而随着冲角的不断增大,角区分离越来越严重,如图4(d)和(e)所示,损失区域几乎遍及全叶高。由此可知,原型叶栅零冲角时吸力面分离点的起始位置大约在吸力面35%弦长处,而分离的发展主要位于50%至80%相对弦长区域内。吸力面附面层的分离状况受到冲角变化的影响,冲角愈大,附面层分离位置愈靠近前缘,分离程度愈严重,损失也就愈大,+10°冲角时附面层分离最严重。由数值仿真结果还可得知,0°、±5°和-10°冲角下中径处没有出现附面层分离,仅在+10°冲角工况下尾缘附近出现了附面层分离。考虑到附面层抽吸的主要作用在于控制分离,因此选取分离最为严重的+10°冲角作为计算冲角之一,另外为了验证设计冲角(0°)下的性能变化规律,对于0°冲角的方案同样进行了数值模拟。
2.2 0°冲角下附面层抽吸对叶栅性能的影响
0°冲角下,吸气槽位于35%、48%和60%相对弦长处时分别以N00_35、N00_48和N00_60表示。根据原型叶栅数值仿真结果可知原型叶栅吸力面分离起始点大致在35%弦长位置附近,即第一个吸气槽在吸力面分离点附近,而其他两个吸气槽位于分离的发展区域,每个开槽位置的吸气量设计为原型叶栅单流道入口流量的1%。
图5所示为原型和各吸气叶栅出口截面全叶高的总压损失系数云图,其中右侧是吸力面,左侧为压力面。由原型方案几乎遍及全叶高的高损失区域可以看出,原型叶栅损失较大,在对附面层进行抽吸后,叶片尾迹变窄,叶根角区分离减弱,且分离中心的损失下降。随着抽吸槽位置的后移,抽吸效果逐渐增强。
图6给出了原型及吸力面开槽的叶栅叶片吸力面极限流线,由原型方案结果分析可以得知,起始于吸力面前缘的流线在沿流向发展的过程中逐渐以一条起始于叶根35%弦长附近的流线为渐近线,与之靠拢的同时向叶片中径的方向抬升,这簇流线的渐近线即为吸力面分离线,这条分离线在尾缘处达到约43%叶高,这说明角区分离的尺度相当大。在吸力面分离点附近进行抽吸(图6(b)),即方案N00_35,附面层分离线抬起的速度以及在叶片尾缘所达到的高度均有所降低,角区分离范围显著减小。在吸力面分离点以后(图6(c)、(d))进行抽吸的两种方案获得的效果较为相似,经过抽吸后的吸力面附面层抵抗下游逆压梯度的能力更强了,更宽展向区域内的墨迹线都顺畅地流向了尾缘,角区分离范围相应地缩小,说明叶栅通流能力增强。只是这两组在吸力面分离线起点下游进行抽吸的方案没能推迟角区分离,分离起始点仍然在35%弦长附近,但吸气槽前的角区分离发展到吸气槽处就被抑制甚至终止了。新的角区分离在吸气槽后立即重新发展起来,角区分离的范围进一步减小,且经过抽吸的吸力面附面层速度型更为饱满,这说明抽吸后叶栅的流场获得了改善,流动分离得到了控制[11]。同时,基于本文研究的吸力面抽吸方案,最佳吸气位置,该位置位于角区分离点下游,回流区上游,这与文献[8]所得结论一致。
2.3 +10°冲角下附面层抽吸对叶栅性能的影响
已有的研究成果表明,附面层分离越严重,抽吸可获得的效果就越好。由原型方案分析结果可知,在+10°冲角工况下叶片吸力面附面层分离最严重,因此,为了获得更好的抽吸效果,本文还研究了+10°冲角下附面层抽吸对于叶栅性能的影响。同样的研究了三种吸气方案,下文分别以P10_35、P10_48和P10_60表示。图7所示给出了原型和各吸气叶栅在+10°冲角下出口截面全叶高的总压损失系数云图,其中右侧是吸力面,左侧为压力面。原型叶栅(图7(a))的高损失区域遍及全叶高,这说明原型叶栅在+10°冲角下已经发生了全叶高分离。而从三种吸气方案来看,在35%弦长位置抽吸的效果比较好,明显改善了叶展中部的流场,降低了叶栅损失;而其他两种抽吸方案,损失区域相比原型方案虽有变化,但是效果改善不大。
图8所示给出了+10°冲角下原型叶栅和吸气叶栅吸力面极限流线分布情况。由图8(a)可知,原型叶栅在+10°冲角工况下,吸力面附面层在20%相对弦长位置即已发生分离,并出现严重的回流现象,叶型损失严重。在吸力面分离点之后和回流区之前进行抽吸(图(b)),吸力面分离起始位置未发生变化,但纵贯整个流道的全叶高分离很快就被抑制,取而代之的是常规的角区分离形式,吸力面分离线在尾缘达到的叶高的高度约为46%,损失区域显著减小,流场结构也得到了改善。而P10_48抽吸方案的抽吸槽位于回流区再附的位置,此处抽吸对于分离回流的再附起到了较大的干扰作用,使得壁面极限流线发生了很大的扭曲,抽吸槽后的流动状态较为复杂,由于是单侧抽吸方案,因此位于抽吸出口附近的流道底部的分离还是得到了明显的抑制,但由于分离状态被抽吸所破坏,在流道的顶部分离反而有所加剧,总损失未见下降。P10_60方案的抽吸槽位于分离再附位置的下游,在该位置抽吸对于附面层的分离起到了一定的抑制作用,但未从本质上改变叶片吸力面侧的分离形态,因此整个流道的分离损失略有下降,但并无较大改善。+10°冲角的计算结果再次验证了最优抽吸位置位于角区分离点下游,回流区上游的结论。
3 结论
本文借助于数值仿真手段,通过在吸力面不同弦向位置处开设吸气槽,研究分析了附面层抽吸对大折转角矩形扩压叶栅性能的影响,得到了以下结论:
(1)原型叶栅中,吸力面附面层的分离状况受到冲角变化的影响,冲角愈大,附面层分离的位置愈靠近前缘,分离程度愈严重,损失也愈大;中径处的附面层较薄,不易出现分离,仅在较大冲角下才会在尾缘附近出现了附面层分离;
(2)吸气位置的变化对于叶栅内三维流动有较明显的影响。在零冲角下,所有方案都不同程度地改善了流场结构,降低了损失,并且在分离点后和回流区前区域内抽吸可以获得更好的抑制分离的效果。
(3)在+10°冲角下,位于分离再附之前的抽吸槽方案完全改变了叶片吸力面附近的分离形态,获得了最佳的抽吸效果。当抽吸槽位于分离再附之后,虽然对附面层分离起到了一定的作用,但未起到本质性的作用。分离再附位置的抽吸槽,破坏了流场的流动形态,使得流动向更为复杂的方向发展,未能降低分离损失。
参考文献
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篇7：圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析
目前, 随着全球对可持续能源的投入, 风能作为绿色能源的一种, 也受到越来越多的关注。欧盟联合研究中心对全球能源构成变化进行了预测, 预计在未来的几十年内, 风电将在能源领域内占据越来越大的份额[1]。H型风力机以其独特的优势, 如不需要偏航机构, 启动性相对于水平轴要好, 噪音小, 不需要复杂的叶片外型, 安装、操作成本低等[2], 也受到了国内外研究者的重视。
在H型风力机的设计中, 密实度与叶片数、弦长、半径有关, 是影响风力机特性的主要因素之一[3]。高密实度风力机的主要特点是:这种风力机的最佳叶尖速比低, 直径小, 能使风力机叶片的振动载荷的非平衡性较一般风力机低[4]。但其叶尖速比小, 往往会产生更大的攻角, 容易超过静态失速攻角, 导致动态失速效应[5], 因而风力机内部流场的空气动力学特性成了关注的焦点。加拿大McMaster大学的K.McLaren[6]对其进行了数值模拟, 并分析了流场叶片相互作用的机理, 包括翼型表面流动分离产生的涡, 涡的脱落及其对下游叶片的影响, 使得风力机气动载荷产生一定的变化。也有一些研究者对展弦比、叶片数等参数对风力机的功率特性做过一些理论研究[7], 但这些研究都是在密实度改变的情况下分析的, 目前尚未开展等密实度下不同叶片数风力机的气动特性比较。
随着CFD技术的发展, 数值模拟已成为风力机结构设计和优化的重要手段之一[8], 有研究者发现在模拟风力机叶片绕流这类存在大规模流动分离现象的流场时, 基于k-ωSST模型的一类湍流模型能够比较准确的描述流场特点, 捕捉失速等流动现象的发生[9], 本研究采用k-ωSST模型和滑移网格技术, 研究相同密实度情况下, 不同叶片数H型风力机的功率特性、载荷特性及流场特性。
1 数值模型及验证
1.1 网格划分及边界条件
由于H型风力机叶片展弦比较大, 本研究将基于二维模型进行数值模拟的研究。根据前人的经验[10,11,12], 计算区域需要足够大以忽略边界影响, 一般取距离入口5d～6d以上, 出口10d以上, 与壁面间距3d以上。本研究的风力机距离进口10D, 出口20D, 与上下壁面间距10D (其中D为风轮直径) 。
全流场分为两部分:内部为包含叶轮的旋转区域, 外部为静区域, 旋转区域通过滑移网格法进行处理, 本研究在计算中设定其旋转角速度, 旋转与静区域通过一个交界面进行差值处理。本研究采用ICEM对流场进行结构化网格划分, 根据雷诺数、弦长及y+确定第一层网格长度为5×10-5m, 计算区域及网格如图1所示。
本研究在计算中设置左边界为速度入口, 工质为常温常压下的空气, 来流风速设为13.45 m/s, 对应的雷诺数为3.7×105, 来流湍流强度设为3%;右边界为自由出流边界条件;上、下边界固定为入口速度;叶片表面为壁面无滑移条件。
1.2 控制方程
本研究对风力机流场的模拟采用雷诺时均法 (RANS) , 控制方程如下所示。
连续性方程为:
动量方程为:
湍流模型采用k-ωSST模型, 其涡粘系数k方程和ω方程可以写成如下形式[13]:
式中:β, γ, σk, σω—模型参数;F1, F2—混合函数。
k-ωSST湍流模型利用函数F1将k-ε和k-ω二方程模式结合起来, 再利用混合函数F2改进涡团粘性系数μt在壁面逆压流动区域的结果, 充分发挥了k-ε模型处理自由流、k-ω模型处理壁面约束流动的特长。
1.3 模型验证
为了验证本研究数值模型的可靠性, 笔者首先引用文献[3]中的一型3.5 kW风力机, 对其流场进行数值模拟, 该型风力机的几何参数如表1所示, 模拟结果如表2所示, 风轮功率系数随着叶尖速比的增大, 先增大后减小。由表2对比结果可知, 两者吻合较好, 从而验证了本研究数值模型的可靠性。
2 模拟结果与分析
根据多流管理论模型, H型风力机的密实度是影响风轮性能的主要因素之一, 相同密实度的风力机会有相同的风能利用特性曲线。为了探讨不同叶片数对H型风力机实际功率特性及尾流场的影响, 本研究在同一风能利用特性曲线 (即同一密实度σ=BC/R) 下设计不同叶片数的风力机, 通过给定半径Rrotor=1.25 m, 改变弦长来设计不同叶片数的风力机, 其几何参数如表3所示, 其余参考表1数据。
2.1 叶片数对功率、载荷特性的影响
本研究对这3种不同叶片数的风力机进行了数值模拟, 得到风力机功率系数随叶片数的变化情况, 如表4所示。在同一叶尖速比下, 2叶片风力机的功率系数最大, 随着叶片数的增加, 风力机的功率系数有所降低。对5叶片风力机来说, 当叶尖速比λ=1.3时, 其功率系数是2叶片风力机的23%;当叶尖速比增加到λ=2.1时, 其功率系数增大到2叶片风力机的73%。
为了进一步研究风力机功率系数随叶片数变化的机理, 本研究选取正常工况点 (λ=1.6) 下风力机的叶片和风轮扭矩如图2所示。其中风力机叶片位置角的定义及扭矩的方向如图3所示。
如图2所示, 3种风力机叶片的最大扭矩位置角均在90°附近。随着叶片数的增加, 叶片的扭矩最大值越来越小, 高扭矩位置角范围也越来越窄。风轮扭矩在圆周旋转过程中呈周期性变化, 3种风力机的扭矩最大值与单个叶片的扭矩最大值相近, 其中一个峰值区间所展现的扭矩图形也与单叶片的相似。所以, H型风力机单个叶片的气动性能可以反映整个风轮的气动特性。
由图2可知, 2叶片数风力机的正负叶轮扭矩极值分别为M2max=82 N·m, M2min=-52 N·m, 其作用在轴承上的交变载荷应力较大。这对轴承的材料提出更高的要求。所以, 本研究在对单个H型风力机的设计过程中, 选取叶片数时应综合考虑效率和安全这两个因素。
2.2 叶片数对风力机内部流场特性的影响
由于上游叶片 (θ=90°附近) 的气动性能对整个风力机的性能起决定性作用, 本研究提取了叶片最大扭矩值所对应的风力机流场进行分析。
3种风力机旋转区域周围的压力云图和速度云图如图4所示, 随着叶片数的增多, 整个风轮区域的流场变得复杂, 对于叶片数为5的风力机, 出现了大量涡流, 影响了整个风轮的做功特性。从图4可以看出, 5叶片风力机的高扭矩区域出现局部扭曲现象。
从图4可以看出, 随着叶片数的增多, 风力机上游叶片 (θ=90°附近) 的高压区和低压区面积均在逐渐消减, 内、外压差减弱, 大大地减小了上游叶片 (θ=90°附近) 的扭矩。由于叶片的气动性能可以反映整个风力机的气动特性, 随着叶片数的增多, 导致整个风轮将风能转化为电能的能力减弱了。
2.3 叶片数对风力机尾流场特性的影响
笔者还研究分析了风力机流场的速度分布, 以了解不同叶片数风力机尾流速度恢复至来流速度的距离, 可以为风场中前后串列的风力机布置提供依据。
风力机在旋转一周过程中尾流场不同位置流向平均速度的分布如图5所示, 3种风力机恢复到入口速度的 (100±5) %的距离不同, 2、3、5叶片风力机的距离分别为21.7D、17.4D、15.6D。由图5可知, 风力机后面出现较长的尾流低速区, 尾流场存在速度的亏损。由此可见, 在尾流场中, 靠近风力机的速度分布出现了扰动, 随着远离风力机, 速度场逐渐发展充分, 叶片数越多, 恢复到来流速度所需要的距离越小。
所以本研究在风场布置前后串列的风力机时, 选择不同叶片数的风力机需要布置不同的距离, 以保证处于整个风场的输出功率性能。
3 结束语
本研究针对高密实度H型风力机容易引起大攻角失速、流场较为复杂的情况, 指出相同密实度下, 叶片数对风轮效率及尾流场的影响不可小视。首先对3.5 kW风力机在不同工况下的气动特性进行了模拟, 验证了数值模型的可靠性。然后基于多流管理论模型, 设计了相同密实度下, 不同叶片数的风力机, 分析比较了不同叶片数风力机的功率特性、载荷特性及流场特性, 可以得出以下3个结论:
(1) 随着叶片数的增加, 风力机的功率系数有所下降, 低叶尖速比下尤为明显;风力机的扭矩主要由上游叶片 (θ=90°附近) 提供的, 该位置角附近叶片的气动性能决定了整个风力机的性能。
(2) 从叶片在上游 (θ=90°附近) 的流场图可以看出, 随着叶片数的增加, 内部流场涡流增多, 在上游θ=90°附近, 叶片的压力差在逐渐减小, 从而减弱了风轮转化为电能的能力。
(3) 风力机尾流低速区较长, 随着远离风力机, 流场速度分布由扰动变为稳定, 叶片数越多, 尾流速度恢复到来流速度的距离越小。
