翼型前緣微小平板的流動控制方法和數(shù)值模擬

董曉華，孫曉晶

（1.上海大學(xué)上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所，上海　200072；2.上海理工大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，上?！?00093）

翼型前緣微小平板的流動控制方法和數(shù)值模擬

董曉華1，孫曉晶2

（1.上海大學(xué)上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所，上海200072；2.上海理工大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，上海200093）

提出了一種在翼型前緣前設(shè)置微小平板來抑制翼型上流動分離的新方法，并通過自主研發(fā)的計算軟件UCFD對微小平板的流動控制進(jìn)行了數(shù)值模擬.首先研究了在攻角一定的情況下微小平板的長度、安裝角、相對翼型的安裝位置等對抑制翼型上流動分離效果的影響；然后，采用正交優(yōu)化方法，以翼型最大升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，得到了該小平板最佳的長度、安裝角和安裝位置等.研究結(jié)果表明，微小平板的設(shè)置對抑制葉片上的流動分離具有顯著效果.

數(shù)值模擬；流動分離；流動控制；氣動性能

隨著綠色新能源產(chǎn)業(yè)的急速發(fā)展，各國政府已將風(fēng)力發(fā)電提高到了國家戰(zhàn)略層面.2011年6月，我國的風(fēng)電裝機(jī)容量躍居世界第一.在飛速發(fā)展的同時，風(fēng)力發(fā)電仍然存在一些亟待解決的氣動問題，如低風(fēng)速下的啟動、脈動風(fēng)或隨機(jī)陣風(fēng)引起的振動、動態(tài)失速、靜態(tài)失速等.這些問題不但會直接影響機(jī)組的發(fā)電效率，還會引起風(fēng)力機(jī)葉片的振動，甚至?xí)?dǎo)致風(fēng)力機(jī)的損壞［1］.因此，非常有必要采取相應(yīng)的措施對上述氣動問題加以控制，從而提高風(fēng)力機(jī)的氣動性能.可以說，研究流動控制方法具有學(xué)術(shù)和工程上的雙重意義.

根據(jù)是否需要輸入額外的能量，流動控制方法主要分為主動控制與被動控制兩大類.為了有效地推遲甚至抑制流動分離從而獲得具有更好氣動性能的流體機(jī)械或飛行器，國內(nèi)外學(xué)者做了許多工作.2002年，Lin［2］針對低剖面渦發(fā)生器控制邊界層分離的研究做了回顧性的分析. 2005年，Bae等［3］通過采用一系列壓電驅(qū)動器驅(qū)動柔性梁發(fā)生主動變形的主動流動控制，有效地控制了流動分離，從而獲得高升低阻的可變形翼.2012年，Murugan等［4］將機(jī)翼蒙皮上復(fù)合材料中碳纖維的體積分?jǐn)?shù)作了不均勻分布處理以提高平面內(nèi)翼型的靈活性，使機(jī)翼在來流的作用下可以被動地產(chǎn)生大尺度變形.這種材料同時增強(qiáng)了機(jī)翼蒙皮的抗彎剛度，有效地抵御氣動載荷帶來的結(jié)構(gòu)損傷.2009年，翁培奮等［5］對提高微型飛行器翼型的合成射流的氣動特性做了相關(guān)研究.2013年，Huang等［6］提出了一種新型的基于被動控制的自適應(yīng)翼型，這種翼型可隨外界大氣壓的改變而被動地改變形狀以獲得更好的氣動特性.陶洋等［7］通過采用實(shí)體鼓包的控制技術(shù)提高了超臨界翼型跨聲速氣動特性.韓忠華等［8］針對用零質(zhì)量射流的流動控制方法來推遲翼型的失速做了數(shù)值研究.

本工作針對翼型繞流場流動分離的特征，提出了一種在翼型前緣前設(shè)置小尺寸平板的流動控制新方法，以期利用小平板產(chǎn)生的尾渦與翼型吸力面上邊界層之間的相互干擾作用來達(dá)到抑制翼型上流動分離的目的.因?yàn)樵诠ソ遣煌那闆r下計算得到的結(jié)果相似，所以本工作研究攻角18?時小平板的長度、安裝角、相對翼型的安裝位置等對抑制翼型上流動分離的影響，最后采用正交優(yōu)化方法，以翼型最大升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，得到了該小平板的最佳長度、安裝角和安裝位置等.

1　計算方法、模型與網(wǎng)格

課題組經(jīng)過多年研究，開發(fā)完成了一個通用統(tǒng)一的計算流體力學(xué)軟件UCFD.該軟件采用有限體積方法，以焓、速度與壓力為原始變量，構(gòu)建了相應(yīng)的流體力學(xué)預(yù)處理方法，用以焓與壓力為自變量的任意工質(zhì)狀態(tài)方程或熱力性質(zhì)表格來封閉流體力學(xué)方程組，用Roe格式離散對流項，通過Van Leer提出的狀態(tài)插值法實(shí)現(xiàn)格式的高精度.UCFD軟件采用多塊網(wǎng)格、多重網(wǎng)格、拼接網(wǎng)格、重疊網(wǎng)格、嵌套網(wǎng)格、變形網(wǎng)格以及并行等技術(shù)，可以進(jìn)行任意工質(zhì)、各種復(fù)雜內(nèi)流與外流的定常、非定常及流固耦合流場的模擬［9］.本工作的數(shù)值模擬全部采用單方程的Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，其中UCFD軟件程序基于三維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用嵌套網(wǎng)格技術(shù)和拼接網(wǎng)格技術(shù)，對翼型與其前緣前所加微小平板的網(wǎng)格的劃分，其中對翼型和小平板近壁面均采取了加密處理（見圖1）.

圖1　計算網(wǎng)格Fig.1 Grids used in the calculation

2　邊界條件

計算域上邊界、左邊界和下邊界均采用速度入口邊界條件，右邊界采用壓力出口邊界條件，前后兩面為對稱邊界.翼型以及平板作為無滑移壁面邊界條件處理.來流方向沿x軸，馬赫數(shù)Ma為0.035，迎角為18?.

3　計算結(jié)果

3.1可靠性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證所采用網(wǎng)格、計算程序和邊界條件的可靠性，本工作模擬了單個NACA0012翼型在雷諾數(shù)Re為5.0×106的情況下，其升、阻力系數(shù)隨來流攻角的變化，并將計算結(jié)果與修正后的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行了比對（見圖2）.從圖2中可以看出：在攻角小于14?時，升、阻力系數(shù)的計算值擬合得較好；但在攻角較大的情況下，翼型繞流出現(xiàn)了較大的流動分離，流動變得復(fù)雜.本工作旨在定性分析，為了節(jié)約計算代價而采用二維定常模擬，從而忽略了實(shí)際流動中應(yīng)該有的三維效應(yīng)，這是造成計算值與實(shí)驗(yàn)值之間存在誤差的重要原因；另外，計算精度的不足和所選湍流模型的缺陷也會造成誤差.

綜上可知，本工作所采用的網(wǎng)格與計算程序是有效的，同時采用的模擬方案也是可靠的.

圖2　不同攻角下，NACA0012翼型升、阻力系數(shù)計算值與實(shí)驗(yàn)值的對比Fig.2 Lift coefficients and drag coefficients under differents attack angles

3.2網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證網(wǎng)格的無關(guān)性和計算方法的正確性，在來流風(fēng)速為12 m/s、攻角為18?的情況下，計算得到了不同網(wǎng)格數(shù)下NACA0012翼型的升、阻力系數(shù)和升阻比（見表1）.由表1可以看出，采用29 250網(wǎng)格和40 050網(wǎng)格得到的升、阻力系數(shù)和升阻比均較為接近.因此，可以認(rèn)為數(shù)值模擬時采用29 250網(wǎng)格可以得到較為準(zhǔn)確的計算結(jié)果.

3.3正交優(yōu)化

微小平板的長度、初始放置角、離翼型前緣的距離和旋轉(zhuǎn)角度是影響微小平板對翼型上流動分離抑制效果的主要因素.因此，需要對上述4個參數(shù)進(jìn)行正交優(yōu)化設(shè)計.微小平板的厚度取為0.004 c，其中c為翼型弦長.對以上4個設(shè)計參數(shù)采用L6×6（64）的正交表進(jìn)行數(shù)值實(shí)驗(yàn)，即4個設(shè)計變量，每個設(shè)計變量取6個設(shè)計水平（等間距），經(jīng)過36次數(shù)值實(shí)驗(yàn)，獲得了不同設(shè)計參數(shù)條件下的翼型升阻比之和，計算結(jié)果如表2所示.

表1　翼型的升、阻力系數(shù)和升阻比Table 1 Lift-to-drag ratio of airfoil

從表2可以看出，若不考慮平板的長度和平板旋轉(zhuǎn)角度，可以確定微小平板的最佳間距為0.014 c，最佳初始放置角為15?.然后，在間距0.014 c和初始放置角15?的情況下，以長度和旋轉(zhuǎn)角度為影響因素，再各分3個水平，形成L3×3（32）的正交表，經(jīng)過9次數(shù)值實(shí)驗(yàn)，獲得了不同設(shè)計參數(shù)條件下的升組比之和，計算結(jié)果如表3所示.

表2　4個設(shè)計參數(shù)條件下的升阻比之和Table 2 Sums of lift-to-drag ratio under four design parameters

表3　2個設(shè)計參數(shù)條件下的升阻比之和Table 3 Sums of lift-to-drag ratio under two design parameters

從表3可以看出，隨著平板長度和旋轉(zhuǎn)角度的增加，翼形的升阻比仍在增加，但增加幅度不大.因?yàn)榇藭r平板的長度已足夠，旋轉(zhuǎn)角度也較大，從實(shí)際應(yīng)用的經(jīng)濟(jì)性和加工、安裝的便捷性考慮，不應(yīng)再增加平板的長度和旋轉(zhuǎn)角度.因此，最終選定平板厚度0.004 c、間距0.014 c、初始放置角15?、平板長度0.08 c和平板旋轉(zhuǎn)角度60?.根據(jù)上述選定的參數(shù)進(jìn)行數(shù)值模擬，得出的翼型升阻比為27.47.因?yàn)樵摂?shù)值比優(yōu)化組合中所有的組合都高，所以這一組參數(shù)可視為最佳設(shè)計參數(shù).

3.4優(yōu)化結(jié)果分析

本工作還對其他攻角下的流動控制進(jìn)行了數(shù)值模擬，并得到了類似的結(jié)論，因此在此僅給出攻角為18?時的情況.表4給出了微小平板設(shè)置前后NACA0012翼型在來流風(fēng)速為12 m/s、攻角為18?情況下的升、阻力系數(shù).從表4可以明顯看出，在翼形的前緣前設(shè)置微小平板后翼型的升力系數(shù)（Cl）與未設(shè)置微小平板時相比提高了近1倍，而阻力系數(shù)（Cd）降低了69%.因此，可以說，這種流動控制方法對抑制流動分離的效果是顯著的.

表4　微小平板設(shè)置前后翼型升、阻力系數(shù)的對比Table 4 Comparison of lift and drag coefficients for airfoils with and without leading edge microplate

通過對翼形的流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析，可以更直觀地研究在翼形前緣前設(shè)置的小平板對翼型上流動分離的抑制效果.圖3（a）是未設(shè)置平板時18?攻角下翼形流場的流線.由圖3（a）可以清晰地看到在翼型的后半段出現(xiàn)了大的分離泡，這種現(xiàn)象會導(dǎo)致升力系數(shù)的降低和阻力系數(shù)的升高.圖3（b）是在同樣的模擬環(huán)境下設(shè)置平板后翼形流場的流線.從圖3（b）中可以明顯看出分離泡尺寸大幅度地減小，且分離點(diǎn)推遲到了尾緣.圖4為翼型前緣設(shè)置微小平板前后的渦量圖.由圖4可以看出，當(dāng)攻角18?時前緣未設(shè)置小平板的翼型上表面已出現(xiàn)較大的分離泡（見圖4（a））；而設(shè)置小平板后，翼型吸力面上的流動分離得到了有效抑制（見圖4（b））.因此，設(shè)置小平板可以達(dá)到在大攻角下推遲并緩解流動分離進(jìn)而增升減阻的效果.

圖3　18?攻角下設(shè)置微小平板前后NACA0012流場的流線Fig.3 Flow streamlines under the attack angle of 18?

圖4　18?攻角下設(shè)置微小平板前后翼形的渦量Fig.4 Flow vorticity for the airfoil with and without leading edge microplate under the attack angle of 18?

4　結(jié)束語

本工作針對風(fēng)力機(jī)常用翼型繞流場流動分離的特征，提出了一種在翼型前緣前設(shè)置微小平板來抑制翼型上流動分離的新方法，并采用課題組自主研發(fā)的計算軟件UCFD對流動控制進(jìn)行了數(shù)值模擬.

（1）研究結(jié)果表明，在翼型前緣前設(shè)置微小平板的方法，可以較好地推遲大攻角下的流動分離點(diǎn)和大幅度地減小分離泡的尺寸，從而達(dá)到增升減阻的效果.

（2）首先，通過對翼形的氣動特性進(jìn)行分析，確定了小平板的長度、初始放置角、離翼型前緣的距離和旋轉(zhuǎn)角度是影響翼形上流動分離抑制效果的主要因素；然后，通過正交優(yōu)化的方法獲得了NACA0012翼型在來流風(fēng)速為12 m/s、攻角為18?情況下的最佳設(shè)計參數(shù)（距翼型前緣點(diǎn)0.014 c、小平板長度0.08 c、最佳初始安裝角15?和小平板旋轉(zhuǎn)角度60?）.研究結(jié)果表明，優(yōu)化后的小平板對抑制翼型上的流動分離具有明顯效果.

（3）在翼形前緣前設(shè)置微小的平板可以抑制大攻角下的流動分離，從而提高翼型的氣動特性.因?yàn)樵摲椒ú恍栎斎腩~外的控制能量，且操作簡單有效，花費(fèi)代價小，所以可廣泛應(yīng)用到工程實(shí)際中.

［1］趙萬里，劉沛清，朱建勇，等.Gurney襟翼對風(fēng)力機(jī)流動控制的數(shù)值研究［J］.電網(wǎng)與清潔能源，2011，27（9）：85-93.

［2］Lin J C.Review of research on low-profile vortex generators to control boundary layer separation［J］.Progress in Aerospace Science，2002，38：389-420.

［3］Bae J S，Kyong N H，Seigler T M，et al.Aeroelastic considerations on shape control of an adaptive wing［J］.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2005，16（11/12）：1051-1056.

［4］Murugan S，F(xiàn)lores E I S，Adhikari S，et al.Optimal design of variable fiber spacing composites for morphing aircraft skins［J］.Composite Structures，2012，94（5）：1626-1633.

［5］翁培奮，葛朓琳，丁玨.合成射流用于提高微型飛行器翼型氣動特性的研究［J］.上海大學(xué)學(xué)報：自然科學(xué)版，2009，15（6）：560-565.

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［7］陶洋，林俊，屠恒章，等.實(shí)體鼓包改進(jìn)超臨界翼型跨聲速氣動特性研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2007，25（1）：116-119.

［8］韓忠華，喬志德，宋文萍.零質(zhì)量射流推遲翼型失速的數(shù)值模擬［J］.航空學(xué)報，2007，28（5）：1040-1046.

［9］黃典貴.一個通用統(tǒng)一的流體力學(xué)計算軟件及其考核［J］.工程熱物理學(xué)報，2012，33（10）：1699-1702.本文彩色版可登陸本刊網(wǎng)站查詢：http：//www.journal.shu.edu.cn

Numerical study of flow separation control by setting small plate in front of leading edge of an airfoil

DONG Xiao-hua1，SUN Xiao-jing2
（1.Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics，Shanghai University，
Shanghai 200072，China；
2.School of Energy and Power Engineering，University of Shanghai for Science and Technology，Shanghai 200093，China）

A flow control method using a small plate in front of the leading edge of a NACA0012 airfoil to achieve good aerodynamic performance is proposed.Effectiveness of the proposed method is numerically studied by using a self-developed CFD program called UCFD.At a certain angle of attack，including of parameters including length，initial installation angle and installation position of the plate on the control of flow separation over the airfoil are investigated.The optimal length，initial installation angle and installation position of the small plate are obtained with an orthogonal optimization method that aims at maximizing the lift-to-drag ratio.Numerical results suggest that this passive flow control method can efficiently suppress flow separation.

numerical simulation；flow separation；flow control；aerodynamic characteristics

TK 89

A

1007-2861（2015）03-0364-06

10.3969/j.issn.1007-2861.2014.01.015

2013-12-23

國家自然科學(xué)基金資助項目（50836006，11202123）

孫曉晶（1976—），女，副教授，博士，研究方向?yàn)樾履茉粗酗L(fēng)能及潮流能的應(yīng)用.E-mail：xjsun@shu.edu.cn