翼型結(jié)構(gòu)邊界層吹氣控制的數(shù)值研究

張志強(qiáng),崔 可,賀雅婷（.中國(guó)華能集團(tuán)公司邯峰發(fā)電廠,河北 邯鄲 056000；.中鐵電氣工業(yè)有限公司,河北 保定 0700；.河北省邯鄲市傳染病醫(yī)院體檢中心,河北 邯鄲 056000）

翼型結(jié)構(gòu)邊界層吹氣控制的數(shù)值研究

張志強(qiáng)1,崔 可2,賀雅婷3
（1.中國(guó)華能集團(tuán)公司邯峰發(fā)電廠,河北 邯鄲 056000；2.中鐵電氣工業(yè)有限公司,河北 保定 071003；3.河北省邯鄲市傳染病醫(yī)院體檢中心,河北 邯鄲 056000）

摘 要：翼型工作時(shí)，流體流道的幾何形狀因翼型而發(fā)生的改變會(huì)使流體運(yùn)動(dòng)速度的大小和方向發(fā)生改變，從而產(chǎn)生流動(dòng)分離。流動(dòng)分離產(chǎn)生的沖擊會(huì)造成流動(dòng)損失。通過(guò)長(zhǎng)期以來(lái)的研究，研究者們發(fā)現(xiàn)層流流動(dòng)控制技術(shù)能夠有效地減阻，解決失速問(wèn)題。本文利用FLUENT軟件，對(duì)已建立的翼型模型進(jìn)行開(kāi)縫處理，研究其對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)特性和氣動(dòng)性能。結(jié)果表明：開(kāi)縫的層流控制方法能夠有效的減阻，改善翼型氣動(dòng)性能。

關(guān)鍵詞：翼型；邊界層；吹氣控制；開(kāi)縫；數(shù)值模擬

0 引言

眾所周知，翼型結(jié)構(gòu)在國(guó)民生產(chǎn)生活中有著廣泛的應(yīng)用，一方面，我們需要利用流體通過(guò)翼型結(jié)構(gòu)來(lái)獲得能量[1]；在另一些方面，我們希望盡量減小流體通過(guò)翼型結(jié)構(gòu)時(shí)產(chǎn)生的阻力，以節(jié)省能源、穩(wěn)定翼型結(jié)構(gòu)的工作狀態(tài)[2-3]。人們發(fā)現(xiàn)，當(dāng)翼型前來(lái)流方向(即攻角)大于某一值(即臨界攻角)時(shí)，穩(wěn)定壓力面的繞流流場(chǎng)將會(huì)發(fā)生非定常分離和失速，翼型的升力系數(shù)突然降低，阻力系數(shù)迅速增大。就目前而言，在眾多的減阻控制技術(shù)中，層流流動(dòng)控制是一項(xiàng)非常有效的減小摩擦阻力的控制技術(shù)，它通過(guò)采取控制措施抑制邊界層內(nèi)部各種不穩(wěn)定擾動(dòng)的發(fā)展和放大,使失穩(wěn)的邊界層變得穩(wěn)定，從而延遲邊界層轉(zhuǎn)捩的發(fā)生。因此，將翼型開(kāi)縫吹氣技術(shù)應(yīng)用于改善翼型氣動(dòng)特性有重要的意義。

1　計(jì)算模型和數(shù)值計(jì)算方法

對(duì)G4-73No.8D翼型進(jìn)行了等比例的縮小，翼型弦長(zhǎng)C=20cm。設(shè)定計(jì)算域四周邊界距翼型表面的距離均為15倍。為了在滿足計(jì)算精度的前提下盡可能減少網(wǎng)格數(shù)量，提高計(jì)算效率，翼型附近網(wǎng)格加密處理如圖1所示，網(wǎng)格由翼型表面向四周擴(kuò)散。

本文以FLUENT軟件作為流場(chǎng)求解器，采用雷諾時(shí)均守恒Navier-Stokes方程。湍流模型選取Realizable k-ε兩方程模型。入口邊界設(shè)置為速度進(jìn)口邊界條件，并給定初始湍流參數(shù)。出口邊界設(shè)置為壓力出口，翼型表面采用無(wú)滑移邊界條件。

2　數(shù)值模擬結(jié)果

2.1 開(kāi)縫前的模擬

空氣來(lái)流速度為50m/s，攻角為-30°時(shí)模擬得到的翼型附近的速度分布云圖如2圖所示：

速度分布云圖

由圖2可以看出，在-30°這樣一個(gè)較大的攻角下，風(fēng)機(jī)翼型腹面形成旋渦從前緣開(kāi)始幾乎已經(jīng)占據(jù)整個(gè)翼型，在翼型表面產(chǎn)生了滯至流體區(qū)域，且隨著氣流流向，滯止區(qū)域逐漸增大，從而排擠上游來(lái)流，使整個(gè)邊界層發(fā)生分離；同時(shí)可以看出，在滯止區(qū)域內(nèi)有較大的漩渦產(chǎn)生，這些現(xiàn)象都極不利于葉片的氣動(dòng)特性，會(huì)對(duì)葉片本身的升阻力產(chǎn)生較大影響。

經(jīng)分析可知，在攻角較小時(shí)，翼型壁面附近的流場(chǎng)都處于順壓梯度(dp/dx＜0)區(qū)，此時(shí)，由于順壓差和層外勢(shì)流的加速，邊界層內(nèi)的流體始終保持向下游流動(dòng)，流體質(zhì)點(diǎn)沿翼型表面前進(jìn)不會(huì)停滯，也不會(huì)出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。而在攻角較大時(shí)，翼型壁面附近的流場(chǎng)就會(huì)出現(xiàn)逆壓梯度(dp/dx＞0)區(qū)，逆壓差和層外勢(shì)流的減速使得邊界層中流動(dòng)減速，邊界層內(nèi)滯止區(qū)域增大，使得壓強(qiáng)升高，滯止流體發(fā)生回流，在邊界層內(nèi)形成渦流。

2.2 開(kāi)縫處理及模擬結(jié)果分析

由圖2所表現(xiàn)的翼型的大攻角繞流速度分布可以看出，在此工況下在翼型壓力面處的流體微團(tuán)流速很小，并且具有很高的壓力。故確定開(kāi)縫方案為：前緣端開(kāi)縫位置為翼型幾何弦長(zhǎng)2%處，在翼型壓力面，為來(lái)流進(jìn)口端；尾緣端開(kāi)縫位置為翼型幾何弦長(zhǎng)70%處，在翼型吸力面，為流體出口端；開(kāi)縫寬度為1mm。網(wǎng)格劃分方案為，對(duì)開(kāi)縫內(nèi)部采用尺寸函數(shù)加密；在外部流場(chǎng)與開(kāi)縫入口出口相接區(qū)域內(nèi)，由于流體流速流向發(fā)生較大變化，也采用尺寸函數(shù)進(jìn)行加密，并采用自適應(yīng)網(wǎng)格進(jìn)行修正；對(duì)于其他邊界層部分及遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算域的網(wǎng)格劃分，均參照未開(kāi)縫模型進(jìn)行。

風(fēng)機(jī)開(kāi)縫翼型在來(lái)流速度為50m/s時(shí)的模擬結(jié)果如圖3所示：

對(duì)圖2與圖3做比較分析，可以發(fā)現(xiàn)，在相同攻角下，開(kāi)縫風(fēng)機(jī)翼型的渦流區(qū)域明顯減小，而且攻角越大，減小效果越明顯。開(kāi)縫使得壓力面的高壓流體經(jīng)過(guò)直接由吸力面吹出，吹出的氣流不僅破壞了物面的連續(xù)性，限制了邊界層的發(fā)展，而且通過(guò)開(kāi)縫縫隙的氣流的吹除作用，使得渦流能夠迅速脫落，從而減少了滯止流體的數(shù)量，減小了渦流區(qū)的面積。翼型開(kāi)縫后壓力面與吸力面的壓力差較開(kāi)縫前大大的減小。此時(shí)高壓流體通過(guò)縫隙自行進(jìn)入低壓處，起到了類似于平衡孔的作用，有效的改善了翼型在惡劣工況下的氣動(dòng)性能。但同時(shí)可以看到，由于開(kāi)縫位置的相對(duì)固定，單個(gè)模型對(duì)于翼型升阻力的影響規(guī)律可能并不明確。已圖3為例，盡管開(kāi)縫平衡了壓力面和吸力面的壓力，也限值了吸力面后半段滯止區(qū)域的過(guò)分發(fā)展，但由于攻角較大，在翼型前段就已經(jīng)發(fā)生較大區(qū)域的邊界層分離與流體滯止，因而使得開(kāi)縫后的吸力面出現(xiàn)了多個(gè)不均勻的渦流區(qū)，且可以推斷隨著時(shí)間變化，這些渦流區(qū)將不停的發(fā)生變化，這一現(xiàn)象很不利于翼型升阻力的優(yōu)化。所以對(duì)于開(kāi)縫方案對(duì)升阻力的影響規(guī)律還需進(jìn)一步研究和分析。

參考文獻(xiàn)：

[1]楊科，王會(huì)社，徐建中等.開(kāi)縫式風(fēng)力機(jī)靜態(tài)失速特性的研究[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2008,29(01):32-35.

[2]胡丹梅，李佳，閆海津.水平軸風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)失速的數(shù)值模擬[J].中國(guó)電機(jī)工程學(xué)報(bào),2010,30(20):106-111.

[3]DENNIS E. CULLEY. Compressor performance enhanced by active flow control over stator vanes [R]. NASAPTM- 2003-212236, 2003.

作者簡(jiǎn)介：張志強(qiáng)(1986-)，男，河北衡水人，本科，助理工程師，研究方向：火電廠機(jī)組節(jié)能降耗改造研究。