基于合成射流風(fēng)力機(jī)翼型氣動特性的數(shù)值模擬

馬 濤，吳素珍

(河南工程學(xué)院 機(jī)械工程學(xué)院，河南 鄭州451191)

增升減阻是風(fēng)力機(jī)設(shè)計一個重要的研究課題，而流動控制技術(shù)是解決增升減阻問題的有效方法.合成射流控制技術(shù)由于其能耗低、響應(yīng)快、不需要外界氣源的特點(diǎn)，已成為當(dāng)前最有發(fā)展前景的主動流動控制技術(shù).從20世紀(jì)初開始，國內(nèi)外研究人員進(jìn)行了大量的流動控制研究［1-4］.You等［5］對NACA0015翼型進(jìn)行了大渦三維模擬研究，結(jié)果表明射流能夠延遲分離、提高升力且與實(shí)驗(yàn)值很接近.張攀峰等［6］通過對翼型氣動特性、射流孔口附近流動結(jié)構(gòu)的分析，揭示了合成射流處于分離區(qū)時對邊界層控制的機(jī)理.羅振兵等［7］利用數(shù)值模擬方法分析了合成射流在不同工作狀態(tài)下對低速流射流矢量的影響，初步研究了其控制機(jī)理.但對于主動流動控制射流參數(shù)與翼型氣動特性的關(guān)系沒有進(jìn)行具體的分析.

在上述研究的基礎(chǔ)上，利用數(shù)值模擬的方法，綜合分析射流偏角、動量系數(shù)及無量綱頻率對流動控制效果的影響，旨在探討合成射流參數(shù)對翼型氣動特性的影響規(guī)律，為不同工作狀況下合成射流器的設(shè)計和使用提供了參考.

1 控制方程

在翼型上設(shè)置合成射流器，在噴口處形成交替吹吸氣的方式，對翼型上空氣流動進(jìn)行擾動，實(shí)現(xiàn)翼型表面流動的分離控制，從而達(dá)到增升減阻的目的.釆用在合成射流器噴口處附加非定常吹、吸氣邊界條件的方法以模擬合成射流對主流的干擾作用.噴口處速度定義為u(t)=umsin(2πft+?0)djet，um為合成射流速度幅值，f為合成射流入射頻率，?0為合成射流初始相位角，djet代表沿射流出射方向的單位矢量.定義合成射流入射方向與翼型表面切向的夾角為射流偏角θjet，噴口寬度為H，并定義有效寬度h=sinθjet·H，如圖1所示.

圖1 翼型表面合成射流示意圖Fig.1 Synthetic jet on the airfoil surface

由圖1可見，射流偏角越小，在噴口寬度和射流速度均相同的情況下射流注入主流的有效動量通量也就越小.定義合成射流無量綱化頻率，c為翼型弦長，U∞為自由來流速度.為了描述射流能量，定義射流吹氣動量系數(shù)，定義無量綱化時間在笛卡爾坐標(biāo)系下，對空間任意控制面積S，積分形式的時均化的二維非定常N-S方程可以寫為式中，?S為控制面積的邊界，n為邊界的單位外法向向量，且

2 模擬參數(shù)的設(shè)定

以NACA0015翼型為研究對象，研究合成射流在低雷諾數(shù)下控制翼型流動分離的機(jī)理，計算網(wǎng)格采用分塊生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法產(chǎn)生.為了更好地模擬合成射流的非定常湍流流場，在射流噴口處進(jìn)行了網(wǎng)格的局部加密處理，以便更好地獲得流場參數(shù)，來流條件為馬赫數(shù)為0.2，Re=3.6×105.

在來流前方選擇半圓形邊界，以前緣為圓心，半徑為15c，定義為來流速度邊界條件，上下邊界距離前緣點(diǎn)15c，定義為遠(yuǎn)場邊界條件，后場邊界距后緣點(diǎn)為10c，采用流動出口邊界條件，在翼型屋面采用無滑移壁面邊界條件.通過Fluent程序提供的自定義函數(shù)(UDF)來定義射流器出口邊界條件.

3 分析與驗(yàn)證

計算采用商用軟件Fluent，控制方程為二維非定常Reynolds平均N-S方程，采用二階迎風(fēng)格式用于方程的空間離散、時間離散采用一階顯示格式、湍流模型采用S-A方程模型，圖2和圖3分別為翼型升力和阻力系數(shù)隨攻角變化的計算曲線.

首先，計算了F+=0.1，Cμ=0.01，β=20°的合成射流控制效果.不同攻角的翼型升力和阻力系數(shù)計算結(jié)果如圖4所示.

圖2 升力系數(shù)對比Fig.2 Comparison of lift coefficient

圖3 阻力系數(shù)對比Fig.3 Comparison of drag coefficient

圖4 控制前后升阻力系數(shù)Fig.4 Lift and drag coefficient with and without control

從圖4中可以看出，在攻角較小時，合成射流控制前后翼型的升阻力系數(shù)都沒有較明顯的變化，主要原因是在攻角較小時，翼型表面的流動是附著流，沒有發(fā)生流動分離，所以此時合成射流對改變翼型升阻力特性是不起作用的.隨著攻角的增大，翼型表面流動發(fā)生轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，使得氣流在小范圍分離，此時通過施加合成射流可以提升翼型的升力系數(shù)，但同時阻力系數(shù)也有所增加.當(dāng)攻角達(dá)到失速攻角以后，實(shí)施合成射流控制后翼型失速攻角增大，最大升力系數(shù)也明顯增加，阻力也明顯減少，其中在迎角為17°時升阻特性改善最為顯著.由上可知，在攻角達(dá)到失速攻角以后實(shí)施合成射流主動控制，可以推遲翼型失速與增升減阻，明顯提高了翼型氣動特性.

射流偏角與升阻力系數(shù)增量如圖5所示.ΔCL和ΔCD分別為升力和阻力系數(shù)增量，由圖5可以看出，不同的射流角對翼型的升阻力系數(shù)都有改善作用，尤其在射流角為5°～30°時，增升減阻效果較好.但是，隨著射流偏角的增大，增升作用變小;當(dāng)射流偏角增大到一定值時，其作用已經(jīng)很小了，甚至?xí)邢喾吹淖饔?因此，近切向貼體射流優(yōu)于法向射流的控制效果.為了獲得較好的流動控制效果，射流偏角應(yīng)當(dāng)控制在25°以內(nèi).圖6所示為射流偏角為20°時射流動量系數(shù)與翼型升阻力系數(shù)的關(guān)系.從圖6中可以看出，當(dāng)動量系數(shù)較小時，增升減阻作用較小，但隨著射流動量系數(shù)的增大，翼型的升力明顯增加，阻力也明顯變小，而且隨著動量系數(shù)的增加，對翼型的影響也愈加明顯.圖7給出了翼型升阻力隨射流器無量綱頻率變化，可以看出當(dāng)射流器工作頻率為0～3時，翼型升阻比有較大改善，隨著無量綱頻率的增大，翼型的升阻比降低，即射流控制效果降低、翼型阻力增大.

圖5 射流偏角與升阻力系數(shù)增量Fig.5 Lift and drag coefficient with change of jet angel

圖6 動量系數(shù)與升阻力系數(shù)增量Fig.6 Lift and drag coefficient with change ofmomentum coefficient

圖7 無量綱頻率與升阻力系數(shù)增量Fig.7 Lift and drag coefficient with change of dimensionless frequency

4 結(jié)論

(1)射流偏角對翼型失速控制效果有顯著影響.小偏角近切向貼體射流比法向射流具有更佳的失速控制效果，為了獲得較好的流動控制效果.射流偏角應(yīng)當(dāng)控制在25°以內(nèi).

(2)射流動量系數(shù)對翼型控制效果有重要影響.當(dāng)動量系數(shù)較小時，其影響有限，只能在某些特定狀態(tài)才能有控制效果;隨著動量系數(shù)的增大，升力增量增大，同時射流對吸力面的影響區(qū)域也擴(kuò)大.

(3)射流無量綱頻率較小時，控制效果較好.當(dāng)射流器工作頻率為0～3時，翼型升阻比有較大改善.隨著無量綱頻率的增大，翼型的升阻比降低，即射流控制效果降低、翼型阻力增大.

［1］洪俊武，陳曉東，張玉倫，等.主動流動控制技術(shù)的初步數(shù)值研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2005，23(4):402-407.

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