低雷諾數(shù)下翼型分離流動(dòng)抽吸控制特性研究

張旺龍，譚俊杰，陳志華，任登鳳

低雷諾數(shù)下翼型分離流動(dòng)抽吸控制特性研究

張旺龍1，譚俊杰1，陳志華2，任登鳳1

(1.南京理工大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇南京210094; 2.南京理工大學(xué)瞬態(tài)物理國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇南京210094)

為了系統(tǒng)研究抽吸系數(shù)和抽吸方向?qū)Τ槲Ч挠绊懸约俺槲б媾c抽吸能耗之間的關(guān)系，以NACA0012翼型表面分離流動(dòng)為基準(zhǔn)狀態(tài)，在其吸力面設(shè)計(jì)了局部多孔抽吸結(jié)構(gòu)，采用Roe格式和雙時(shí)間步隱式算法(LUSGS)，從抽吸系數(shù)、抽吸方向和抽吸能耗等方面，數(shù)值研究了低雷諾數(shù)下多孔分布式抽吸結(jié)構(gòu)對(duì)流動(dòng)分離的控制效果，通過(guò)邊界層速度線型的變化分析了抽吸控制機(jī)理。研究結(jié)果表明:在翼型吸力面流動(dòng)分離點(diǎn)附近一定區(qū)域內(nèi)進(jìn)行抽吸，可有效抑制流動(dòng)分離，改善翼型氣動(dòng)性能;隨著抽吸系數(shù)的增加，升阻比先是快速增長(zhǎng)然后緩慢下降，且升阻比最大值提高了約1.3倍。抽吸控制能量消耗評(píng)估顯示抽吸系數(shù)在合理范圍內(nèi)時(shí)，控制能耗明顯小于控制效益。抽吸角度對(duì)抽吸控制有顯著影響，當(dāng)抽吸角度較大時(shí)，不僅翼型升阻比獲得了提升，而且抽吸控制所消耗的能量也會(huì)進(jìn)一步減少。這些結(jié)果有助于進(jìn)一步為流動(dòng)控制設(shè)計(jì)提供新的思路和方法。

流動(dòng)控制;附面層抽吸;低雷諾數(shù);翼型繞流;流動(dòng)分離

0 引言

低雷諾數(shù)(通常是104≤Re≤106)條件下［1-3］，翼型表面邊界層流動(dòng)基本處于層流狀態(tài)，抗逆壓梯度能力較弱，容易產(chǎn)生流動(dòng)分離，從而對(duì)翼型升阻比和飛行穩(wěn)定性等產(chǎn)生嚴(yán)重影響。針對(duì)這種情況，人們一直在尋求有效控制流動(dòng)的方法，試圖通過(guò)改變飛行器邊界層的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，以達(dá)到消渦、減阻和提高飛行穩(wěn)定性的目的。

邊界層抽吸控制在抑制分離的應(yīng)用中十分有效，特別是用于抑制低雷諾數(shù)下流動(dòng)分離的抽吸控制近年來(lái)成為研究熱點(diǎn)。通過(guò)在分離區(qū)附近某一部分區(qū)域內(nèi)等間距分布抽吸小孔，應(yīng)用邊界層抽吸以維持未分離的層流邊界層，能夠減小流動(dòng)分離引起的阻力并可增加升力。另一個(gè)優(yōu)點(diǎn)是邊界層抽吸可以作用在很小的面積上，這樣，由于抽吸需求量小，可以減少抽吸控制的能量消耗。陳南茜［4］、白鵬［5］初步研究了采用開(kāi)縫吸氣方式從吸氣壓力系數(shù)和抽吸位置分別對(duì)圓柱和三角翼等分離流動(dòng)的控制效果。Owens［6］等對(duì)邊界層抽吸抑制高后掠翼的流動(dòng)分離進(jìn)行了低湍流度風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，結(jié)果顯示:通過(guò)維持前緣附著流動(dòng)，邊界層抽吸有效改善機(jī)翼氣動(dòng)性能，使升阻比增加了21%。并發(fā)現(xiàn)在無(wú)抽吸時(shí)，機(jī)翼前緣連續(xù)微孔結(jié)構(gòu)沒(méi)有降低機(jī)翼氣動(dòng)性能。Wahidi［7］等通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了低雷諾數(shù)下多孔分布式抽吸控制對(duì)LA2573a翼型在2°，4°和6°時(shí)的控制效果，通過(guò)控制分離泡大小和推遲分離，使阻力減小了14%～24%。并通過(guò)采用當(dāng)量抽吸阻力概念，指出抽吸消耗的能量明顯小于控制所節(jié)省的能量。然而，Wahidi只對(duì)三種抽吸流量的能耗問(wèn)題進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，另外，進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究要花費(fèi)很大的代價(jià)，特別是實(shí)驗(yàn)中額外的抽吸控制更是需要精細(xì)的測(cè)量。

雖然前人對(duì)抽吸控制已經(jīng)做了相應(yīng)的工作，但是抽吸方向?qū)σ硇头蛛x流動(dòng)控制影響的研究較少，而選取何種方向進(jìn)行吸氣控制能夠使抽吸以最小的代價(jià)達(dá)到最大改善翼型氣動(dòng)性能是在實(shí)施抽吸控制中必須面對(duì)的問(wèn)題。另外，抽吸系數(shù)與抽吸能耗之間的制約問(wèn)題也未得到充分的研究?；谏鲜鲈颍疚脑谇叭搜芯砍晒幕A(chǔ)上，以文獻(xiàn)［8］中來(lái)流雷諾數(shù)為10 000，迎角為6°，馬赫數(shù)為0.2的NACA0012翼型繞流為基準(zhǔn)狀態(tài)，在NACA0012翼型吸力面分離點(diǎn)附近一定范圍內(nèi)通過(guò)等間距布置一系列抽吸小孔形成多孔抽吸區(qū)域，系統(tǒng)研究了抽吸系數(shù)和抽吸角度對(duì)附面層抽吸抑制流動(dòng)分離效果的影響，探索翼型氣動(dòng)性能隨抽吸系數(shù)的變化規(guī)律，尋求翼型性能與抽吸角度的最佳匹配，并對(duì)抽吸控制能量消耗進(jìn)行了相應(yīng)評(píng)估。本文通過(guò)數(shù)值模擬，給出了清晰細(xì)致的物理流動(dòng)圖像，獲得各個(gè)抽吸控制過(guò)程的流場(chǎng)變化信息。這有助于更深層次地理解抽吸控制機(jī)理，為流動(dòng)控制提供新的思路和方法。

1 數(shù)值方法簡(jiǎn)介

本文以無(wú)量綱化的積分形式二維非定常Navier-Stokes方程為控制方程，采用格心有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散。對(duì)流項(xiàng)采用計(jì)算精度和計(jì)算效率均較高的Roe格式［9］進(jìn)行離散求解，Roe格式在邊界層內(nèi)具有很高的粘性分辨率，可以準(zhǔn)確地捕捉邊界層內(nèi)的流場(chǎng)變化。并采用三階加權(quán)基本無(wú)振蕩格式(Weighted Essentially Non-Oscillatory，WENO)［10］對(duì)流場(chǎng)變量進(jìn)行重構(gòu)以使格式達(dá)到三階精度。粘性通量采用二階中心差分格式離散。

時(shí)間推進(jìn)采用具有二階精度的雙時(shí)間步長(zhǎng)LUSGS全隱式算法［11］。通過(guò)在方程左端引入偽時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，并對(duì)偽時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)進(jìn)行一階向后Euler離散，得到:然后將非線性項(xiàng)R(Wp+1)進(jìn)行線性化帶入到式(1)中得到形如{LHS}p·ΔWp={RHS}p的線性方程組，再進(jìn)行迭代求解。子迭代過(guò)程由隱式LU-SGS方法完成，偽時(shí)間迭代次數(shù)的控制依據(jù)為:給定連續(xù)性方程的殘差均方根相對(duì)值作為收斂判據(jù)，當(dāng)殘差相對(duì)值下降兩個(gè)數(shù)量級(jí)時(shí)，本物理時(shí)間步迭代結(jié)束。并采用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)和隱式殘差光順等措施加速收斂。

在低雷諾數(shù)流動(dòng)中，不穩(wěn)定的大尺度層流結(jié)構(gòu)控制了低雷諾數(shù)分離泡的再附和渦的脫落，而湍流僅起到次要作用［12-13］。并且Elimelech［14］通過(guò)對(duì)低雷諾數(shù)翼型流動(dòng)的研究，證明層流模型足以求解低雷諾數(shù)下的流動(dòng)結(jié)構(gòu)。本文的計(jì)算也證明了這一點(diǎn)，故為了減小計(jì)算代價(jià)以便詳細(xì)研究抽吸控制機(jī)理，本文采用層流模型。

外邊界采用遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。固壁采用無(wú)滑移邊界條件。抽吸邊界條件為給定抽吸速度大小，并沿一定方向吸入;密度由內(nèi)部流場(chǎng)值一階外推得到;壓力通過(guò)一維絕熱流能量方程求出。

2 算法驗(yàn)證

為了驗(yàn)算上述算法的正確性，本文計(jì)算模型采用NACA0012翼型，該翼型有著豐富的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果。采用橢圓方法生成“C”型網(wǎng)格，以翼型弦長(zhǎng)c =1為參考長(zhǎng)度。計(jì)算條件選取Re=10 000，Ma=0.2的低雷諾數(shù)流動(dòng)，Ohtake等人［8］從實(shí)驗(yàn)方面對(duì)該流動(dòng)條件下繞NACA0012翼型流動(dòng)進(jìn)行了研究，得到該翼型在低雷諾數(shù)下的非線性氣動(dòng)特性。本文首先計(jì)算該流動(dòng)條件下繞NACA0012翼型流動(dòng)，以對(duì)本文數(shù)值算法進(jìn)行驗(yàn)證，同時(shí)將該結(jié)果作為流動(dòng)控制的基準(zhǔn)狀態(tài)。在低雷諾數(shù)下，繞NACA0012翼型流動(dòng)會(huì)產(chǎn)生流動(dòng)分離，對(duì)NACA0012翼型的氣動(dòng)性能產(chǎn)生嚴(yán)重影響。所以，為了更精細(xì)地模擬分離區(qū)流動(dòng)，對(duì)NACA0012翼型上翼面后緣和尾跡區(qū)進(jìn)行了加密。通過(guò)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)，最終選取網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)為895×97，其中翼型表面分布了360個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)。圖1給出了本文計(jì)算的升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，由圖可見(jiàn)，在小迎角流動(dòng)下(α＜7°)數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，而迎角為8°時(shí)，翼型表面流動(dòng)分離加重，相對(duì)于小迎角狀態(tài)來(lái)說(shuō)，湍流比重逐漸加大，這是導(dǎo)致迎角為8°時(shí)出現(xiàn)較大誤差的主要原因。

圖1NACA0012翼型計(jì)算升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比圖Fig.1Comparison of the computational lift coefficients with the experimental results

圖2 給出了迎角為6°的某一瞬時(shí)渦量圖。從圖可以看出，低雷諾數(shù)下繞NACA0012翼型流動(dòng)分離現(xiàn)象是一個(gè)非定常過(guò)程，翼型前緣渦與后緣渦周期性地產(chǎn)生和脫落，并在尾跡區(qū)形成渦街。圖3為低雷諾數(shù)流動(dòng)下，翼型升阻力呈周期性振蕩，反映了流動(dòng)分離對(duì)NACA0012翼型氣動(dòng)性能的嚴(yán)重影響。

綜上所述，本文數(shù)值算法對(duì)于計(jì)算低雷諾數(shù)、小迎角條件下的翼型繞流具有良好的可靠性和準(zhǔn)確性，并能清晰地反映出流動(dòng)中周期性渦脫落等非定?，F(xiàn)象。

圖2 迎角分別為6°的某一瞬時(shí)渦量圖Fig.2The instantaneous vorticity distributions at the angle of attack of 6°

Wahidi［7］對(duì)LA2573a翼型在低雷諾數(shù)下、不同迎角下的抽吸控制進(jìn)行了低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，圖4給出了迎角為2°的LA2573a翼型抽吸控制前后阻力系數(shù)的計(jì)算與實(shí)驗(yàn)［7］的比較。在抽吸控制下，阻力系數(shù)逐漸減小，這與實(shí)驗(yàn)值的變化趨勢(shì)一致。雖然在小抽吸系數(shù)下計(jì)算與實(shí)驗(yàn)的阻力系數(shù)值相差較大，但當(dāng)抽吸系數(shù)增大時(shí)，其差別逐漸縮小。特別是在大抽吸系數(shù)下，計(jì)算與實(shí)驗(yàn)的阻力系數(shù)相差最小，誤差約為4.5%，這是因?yàn)樵诖蟪槲禂?shù)下，分離流動(dòng)的抑制程度最大，由分離引起的流場(chǎng)脈動(dòng)、紊亂得到了抑制，流場(chǎng)趨于規(guī)整，流動(dòng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，降低了復(fù)雜流動(dòng)的模擬對(duì)計(jì)算格式和網(wǎng)格等的高精度要求，因此誤差最小。以上分析表明，本文發(fā)展的數(shù)值模擬方法能夠用于抽吸控制的計(jì)算與模擬，特別是在大抽吸系數(shù)下的控制研究。

圖3 迎角分別為6°的升阻力隨時(shí)間的變化Fig.3Variations of lift and drag coefficients with time at the angle of attack of 6°

圖4 抽吸控制下計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較Fig.4Comparison between computational and experimental results with suction control

3 結(jié)果與討論

本文選取NACA0012翼型在迎角為6°時(shí)出現(xiàn)的流動(dòng)分離作為基準(zhǔn)狀態(tài)，采用抽吸控制方法，抽吸方向沿當(dāng)?shù)匚锩娣ㄏ蛭搿Ｔ谝硇臀γ娣蛛x點(diǎn)附近一定區(qū)域內(nèi)開(kāi)孔形成連續(xù)多孔表面，通過(guò)抽吸方式吸除一部分低能流體，以延遲逆壓梯度發(fā)生，達(dá)到抑制邊界層分離，實(shí)現(xiàn)對(duì)翼型繞流控制的目的。為了更好地模擬邊界層流動(dòng)，壁面第一層網(wǎng)格滿足y+=0.5～1.0。抽吸結(jié)構(gòu)參數(shù)的設(shè)置參考文獻(xiàn)［7］中的設(shè)計(jì)參數(shù)，如圖5所示，抽吸區(qū)域的起止點(diǎn)為0.15c和0.41c，孔徑d為10-3c，孔間距L為10d。θ是抽吸偏角，表示抽吸孔吸氣方向與翼型弦線的夾角，邊界層內(nèi)低能流體沿角度θ被吸除。由于孔徑相對(duì)于弦長(zhǎng)很小，為了精確模擬抽吸控制對(duì)流場(chǎng)的影響，對(duì)抽吸孔周?chē)W(wǎng)格進(jìn)行了加密，抽吸孔周?chē)W(wǎng)格見(jiàn)圖5。

3.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和翼型氣動(dòng)性能隨抽吸系數(shù)的變化規(guī)律

首先定義一個(gè)無(wú)量綱的抽吸系數(shù)，它表示單位時(shí)間內(nèi)的質(zhì)量流率［15］:

圖5 抽吸區(qū)域示意圖Fig.5Schematic of suction zone

c為翼型弦長(zhǎng)，Q為被吸入的總的空氣質(zhì)量，ρs為吸氣孔處的氣體密度，Vs為吸氣速度。

本文選擇渦量分布來(lái)定性地反映抽吸控制下流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化，圖6為4種不同抽吸系數(shù)下，繞NACA0012翼型流動(dòng)的渦量等勢(shì)分布。與圖2中未控制下渦量分布相比較，發(fā)現(xiàn)在這4種抽吸系數(shù)下，流動(dòng)分離和周期性脫落渦都得到了不同程度的抑制，流場(chǎng)也逐漸穩(wěn)定。當(dāng)Cq=0.0046時(shí)，翼型尾部脫落渦的擺動(dòng)幅度已經(jīng)明顯減弱;Cq=0.0102時(shí)，脫落渦街已經(jīng)完全消失，尾跡區(qū)形成了兩條直線;抽吸系數(shù)繼續(xù)增大時(shí)，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)不再發(fā)生顯著變化。

為了揭示出抽吸控制的作用機(jī)理，圖7進(jìn)一步給出了抽吸控制前后邊界層內(nèi)時(shí)均速度分布的變化趨勢(shì)，其中抽吸控制對(duì)應(yīng)的抽吸系數(shù)為0.0102?？梢园l(fā)現(xiàn)，在x/c=0.1處，由于沒(méi)有分離發(fā)生，速度線型在控制前后幾乎一致;而在其余各站位處，由于抽吸控制通過(guò)吸除一部分低能流體，翼型表面邊界層內(nèi)的流向動(dòng)量增加，使邊界層內(nèi)速度梯度明顯增大，從而延遲逆壓梯度發(fā)生，抑制邊界層分離。因此，抽吸控制的機(jī)理可以概括為:吸除低能流體，增加流向動(dòng)量，延遲逆壓梯度，抑制流動(dòng)分離。

另外，可從升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比三個(gè)方面對(duì)翼型氣動(dòng)性能隨抽吸系數(shù)的變化規(guī)律進(jìn)行討論。圖8給出了6°迎角下NACA0012翼型氣動(dòng)性能隨抽吸系數(shù)的變化規(guī)律，其中對(duì)升力系數(shù)和升阻比進(jìn)行了比例縮放。由圖可見(jiàn)，升力系數(shù)(CL)隨抽吸系數(shù)的增加而增加，阻力系數(shù)(CD)隨抽吸系數(shù)的增加呈先減小后增加的變化規(guī)律，其極小值出現(xiàn)在Cq=0.0046附近，而升阻比(CL/CD)隨抽吸系數(shù)的增加先是快速增長(zhǎng)然后緩慢下降，其極大值出現(xiàn)在Cq=0.0102附近。相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)值，升阻比極大值提高了約130%，此時(shí)，升力系數(shù)提高了約72%，阻力系數(shù)減小了約26%。

圖6 四種不同抽吸系數(shù)下的渦量分布Fig.6Vorticity distributions at four suction coefficients

為了進(jìn)一步揭示該規(guī)律的內(nèi)在原因，在圖9中給出了基準(zhǔn)狀態(tài)與Cq=0.0102時(shí)的翼型上下表面時(shí)均壓力系數(shù)(Cp)分布的比較，通過(guò)比較可以發(fā)現(xiàn)，由于抽吸控制吸除低能流體，延遲逆壓梯度發(fā)生，使上翼面的壓力系數(shù)維持較低值;上翼面邊界層流動(dòng)結(jié)構(gòu)的改變，使下翼面的流場(chǎng)受到了影響，壓力系數(shù)獲得了一定程度上的增加，這是導(dǎo)致升力系數(shù)獲得增加的主要原因。特別是在前緣附近抽吸區(qū)域內(nèi)，相對(duì)于無(wú)抽吸控制下的壓力分布，上、下翼面的壓力差明顯增加，而且抽吸孔內(nèi)的低壓對(duì)升力增加也提供了正貢獻(xiàn)，即圖9中有抽吸控制下壓力系數(shù)曲線跳躍部分表征了抽吸孔內(nèi)的低壓。圖10進(jìn)一步給出了壓差阻力系數(shù)(CDp)和摩擦阻力系數(shù)(CDf)隨抽吸系數(shù)的變化趨勢(shì)，從圖10中可以看出翼型壓差阻力系數(shù)表現(xiàn)為隨抽吸系數(shù)增加而不斷下降，但其變化梯度會(huì)逐漸變緩。結(jié)合圖6可以看到，在分離點(diǎn)不斷后移的同時(shí)，翼型上翼面流體附體區(qū)域不斷增大，同時(shí)，由于分離區(qū)內(nèi)的低能流體不斷被吸除掉，使邊界層內(nèi)的流向動(dòng)量增加，壁面剪切力也相應(yīng)地增加，因此，翼型表面摩擦阻力系數(shù)隨著抽吸系數(shù)增加而不斷增加。當(dāng)Cq大于0.0046，摩擦阻力系數(shù)的上漲幅度開(kāi)始超過(guò)壓差阻力系數(shù)的下降幅度時(shí)，總阻力系數(shù)開(kāi)始隨著抽吸系數(shù)的增加而變大。

圖7 抽吸控制前后的時(shí)均速度線型的對(duì)比Fig.7Comparison between mean velocity profiles with and without suction control

圖8NACA0012翼型氣動(dòng)性能隨抽吸系數(shù)的變化規(guī)律Fig.8Variations of aerodynamic characteristics of NACA0012 with suction coefficients

圖10 壓差阻力系數(shù)和摩擦阻力系數(shù)隨抽吸系數(shù)的變化Fig.10Variations of pressure and friction drag coefficients with suction coefficients

3.2 抽吸控制能量消耗評(píng)估

邊界層抽吸控制通過(guò)吸除邊界層內(nèi)低能流體，可以有效延遲逆壓梯度的發(fā)生，抑制流動(dòng)分離，進(jìn)而達(dá)到增升減阻的目的。但是抽吸控制是一種主動(dòng)控制方式，它本身需要消耗一定的能量。這就涉及到了能量消耗與因抽吸控制所節(jié)省的能量(稱(chēng)之為控制效益)之間的矛盾問(wèn)題，因此，有必要研究抽吸系數(shù)在什么范圍內(nèi)能夠保證抽吸控制能耗小于抽吸控制效益。

Bridges引入了一種計(jì)算抽吸能耗的方法［16］，即認(rèn)為抽吸所需的能量必須能夠使抽吸腔內(nèi)的低壓氣體外排到環(huán)境中，即公式(3):

其中，Psuction為抽吸所消耗的能量，Pc為抽吸氣室內(nèi)的壓強(qiáng)，QV為體積流量。Psuction可以用一個(gè)當(dāng)量吸氣阻力Ds來(lái)衡量，即Psuction=DsU∞，因此當(dāng)量吸氣阻力系數(shù)Cd_s可以表示為:

因此，抽吸控制的品質(zhì)因數(shù)FOM(Figure of Merit)，

其中Cd_baseline是基準(zhǔn)狀態(tài)的阻力系數(shù)，Cd_suction是抽吸控制后的阻力系數(shù)。

如圖11所示，本文計(jì)算了各個(gè)抽吸系數(shù)下的品質(zhì)因數(shù)，其中圖11中的虛線表示品質(zhì)因數(shù)等于1。結(jié)合圖8可以得到，當(dāng)抽吸系數(shù)在小于或等于最大升阻比所對(duì)應(yīng)的抽吸系數(shù)時(shí)，抽吸控制的品質(zhì)因數(shù)都在1以上，表示在增升減阻時(shí)，抽吸控制所消耗的能量明顯小于抽吸控制效益，這一點(diǎn)與文獻(xiàn)［7］的結(jié)論是一致的。然而，Wahidi只對(duì)三種抽吸流量進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，而本文計(jì)算結(jié)果則還表明，當(dāng)抽吸系數(shù)進(jìn)一步增大時(shí)，不僅翼型升阻比開(kāi)始減小，而且抽吸控制品質(zhì)因數(shù)也逐漸小于1，即能量消耗大于抽吸控制效益。綜合以上分析，合理的抽吸系數(shù)應(yīng)該滿足Cq≤0.0102，此時(shí)相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)，翼型氣動(dòng)性能改善且品質(zhì)因數(shù)皆在1以上。

3.3 不同抽吸角度對(duì)改善翼型氣動(dòng)性能的影響

通過(guò)上述的分析可以看到，在抽吸方向一定的情況下，抽吸系數(shù)是決定抽吸效果的關(guān)鍵因素。然而在抽吸孔的設(shè)計(jì)中，抽吸角度對(duì)抽吸控制效果有著至關(guān)重要的影響，為此對(duì)抽吸角度進(jìn)行進(jìn)一步研究，以探求抽吸孔角度的合理設(shè)計(jì)。

選取Cq=0.0080、0.0102和0.0146三種抽吸系數(shù)，研究抽吸角度對(duì)抽吸控制的影響，得到如圖12所示的三個(gè)抽吸系數(shù)下翼型性能隨抽吸角度的變化規(guī)律。當(dāng)抽吸角度增加時(shí)，抽吸孔內(nèi)吸氣方向由順主流方向吸入變到逆主流方向吸入。從圖12中可以看出，升阻比總體上隨抽吸角度的增加而增加，但在小抽吸系數(shù)下，升阻比存在一個(gè)極值點(diǎn);在大抽吸系數(shù)下，升阻比呈單調(diào)增長(zhǎng)的趨勢(shì)。三種升力系數(shù)隨抽吸角度的增加都是先增后減，且都在抽吸角度為90°時(shí)達(dá)到最大值。阻力系數(shù)的變化趨勢(shì)在小抽吸系數(shù)時(shí)隨抽吸角度單調(diào)下降;在大抽吸系數(shù)時(shí)，先有小幅度的上漲然后急劇下降。這是造成升阻比變化率不同的主要原因。為了反映出不同抽吸角度下的能量消耗問(wèn)題，圖13進(jìn)一步給出了抽吸控制品質(zhì)因數(shù)隨抽吸角度的分布，三條曲線變化趨勢(shì)顯示出在大抽吸角度(θ＞90°)時(shí)，品質(zhì)因數(shù)都有所提升。因此，結(jié)合圖12(a)與圖13，可以看出在大抽吸角度抽吸(θ＞90°)時(shí)，不僅翼型升阻比會(huì)增加，而且抽吸控制消耗的能量會(huì)進(jìn)一步降低。

圖11抽吸控制品質(zhì)因數(shù)隨抽吸系數(shù)分布Fig.11Distributions of figure of merit with suction coefficients for suction control

圖12 翼型氣動(dòng)性能隨抽吸角度的變化趨勢(shì)Fig.12Variation of aerodynamic characteristics of airfoil with suction angles

圖13 抽吸控制品質(zhì)因數(shù)隨抽吸角度的分布Fig.13Distributions of figure of merit vs suction angles

4 結(jié)論

本文以低雷諾下NACA0012翼型分離流動(dòng)為研究對(duì)象，在距翼型前緣0.15c～0.41c范圍內(nèi)布置了一系列等間距的抽吸孔以形成多孔抽吸區(qū)域。通過(guò)數(shù)值模擬，分析了抽吸系數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，不同抽吸方向?qū)Τ槲Ч挠绊懀?duì)抽吸控制能量消耗進(jìn)行了評(píng)估。得到的主要結(jié)論如下:

(1)通過(guò)在翼型前緣附近合適位置進(jìn)行附面層抽吸，可以抑制流動(dòng)分離，使前、后緣脫落渦逐漸消失，有效改善翼型氣動(dòng)性能。

(2)抽吸系數(shù)是決定抽吸效應(yīng)的關(guān)鍵參數(shù)。隨著抽吸系數(shù)的增加，升力系數(shù)逐漸增大，阻力系數(shù)呈先減小后增加的變化規(guī)律，而升阻比先是快速增長(zhǎng)然后緩慢下降，且相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)值，升阻比極大值提高了約130%，此時(shí)，升力系數(shù)提高了約72%，阻力系數(shù)減小了約26%。

(3)通過(guò)對(duì)抽吸控制消耗能量進(jìn)行評(píng)估，發(fā)現(xiàn)當(dāng)抽吸系數(shù)滿足Cq≤0.0102時(shí)，不僅翼型氣動(dòng)性能得到了改善，而且抽吸控制的品質(zhì)因數(shù)皆大于1，即控制能耗小于控制效益。

(4)抽吸角度對(duì)抽吸控制效果有顯著影響，當(dāng)抽吸角度較大(θ＞90°)時(shí)，不僅翼型升阻比獲得了較大提升，而且抽吸控制的品質(zhì)因數(shù)也會(huì)進(jìn)一步減小。表明合理的抽吸孔設(shè)計(jì)會(huì)進(jìn)一步改善翼型氣動(dòng)性能，同時(shí)有助于減少能量消耗。

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Investigation on characteristics of suction control on separation flow around an airfoil at low Reynolds number

Zhang Wanglong1，Tan Junjie1，Chen Zhihua2，Ren Dengfeng1
(1.School of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing210094，China; 2.National Key Laboratory of Transient Physics，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing210094，China)

In order to research the effect of suction coefficients and directions on suction control，and the relationship between effectiveness and cost of suction，a local suction distribution on the upper surface of the NACA0012 airfoil is designed to control the flow separation.The effectiveness of the designed suction distribution is investigated numerically using Roe scheme and LU-SGS implicit scheme with dual-time-stepping technique.The mechanism of suction control is analyzed by comparing the velocity profiles in the boundary layer.The penalty for utilizing suction control is also estimated.The computational results show that the designed suction distribution is capable of suppressing the flow separations and improving the aerodynamic performances.With the increase of the suction coefficients，the lift-to-drag ratio increases fast firstly and then decrease slowly，while the maximum increase is about 130%.The analysis of energy consumption shows that the cost for using suction to suppress separation flow is relatively small with an appropriate suction coefficient.The effect of suction angles on suction control is obvious.As the suction angle becomes larger，not only the lift-to-drag ratio increases，but also the cost of suction decreases.These results will further help to provide new ideas and methods for flow control design.

flow control;boundary layer suction;low Reynolds number;flow around airfoil;flow separation

V211.3

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0009

0258-1825(2015)01-0113-07

2013-01-23;

2014-02-17

張旺龍(1986-)，男，山西臨汾人，博士生，主要研究方向:計(jì)算流體力學(xué)與流動(dòng)控制.E-mail:zxzqlong@163.com

譚俊杰(1949-)，男，教授，博士生導(dǎo)師.E-mail:dlxyjx@mail.njust.edu.cn

張旺龍，譚俊杰，陳志華，等.低雷諾數(shù)下翼型分離流動(dòng)抽吸控制特性研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(1):113-119.

10.7638/kqdlxxb-2013.0009.Zhang W L，Tan J J，Chen Z H，et al.Investigation on characteristics of suction control on separation flow around an airfoil at low Reynolds number［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(1):113-119.