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    襟翼翼型位置對(duì)氣動(dòng)性能的影響研究

    2016-02-03 00:19繆維跑李春聶佳斌吳攀
    能源研究與信息 2015年4期
    關(guān)鍵詞:襟翼攻角數(shù)值模擬

    繆維跑+李春+聶佳斌+吳攀

    摘 要:對(duì)NACA0012兩段式襟翼翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬,通過弦線變換得到了襟翼擺角與攻角的關(guān)系,發(fā)現(xiàn)了襟翼翼型在靜態(tài)條件下由擺角引起的攻角遷移現(xiàn)象,并解釋了該現(xiàn)象的流動(dòng)機(jī)理.計(jì)算了7種不同擺角襟翼在不同攻角下的氣動(dòng)性能,得到了襟翼擺角導(dǎo)致的翼型尾跡流場(chǎng)變化情況,并與實(shí)驗(yàn)值及Xfoil軟件計(jì)算值對(duì)比以驗(yàn)證計(jì)算的準(zhǔn)確性.結(jié)果表明,隨襟翼擺角增大,有效攻角范圍減小,翼型攻角產(chǎn)生遷移,受力亦發(fā)生變化.結(jié)果為進(jìn)一步開展襟翼翼型的擺角控制策略研究提供了參考.

    關(guān)鍵詞:數(shù)值模擬; 襟翼; 翼型; 攻角

    中圖分類號(hào): TK 89 文獻(xiàn)標(biāo)志碼: A

    與水平軸和阻力型風(fēng)力機(jī)相比,垂直軸風(fēng)力機(jī)具有葉片設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、對(duì)風(fēng)向不敏感等優(yōu)點(diǎn).但現(xiàn)有的垂直軸風(fēng)力機(jī)與水平軸風(fēng)力機(jī)相比效率相對(duì)較低,因此有必要對(duì)其進(jìn)行進(jìn)一步的研究,通過各種機(jī)械和控制方法提高其效率[1].而在翼型后部開槽或者采用襟翼是提高和改善整個(gè)翼型的空氣動(dòng)力學(xué)性能的主要技術(shù)方法[2].

    國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者均對(duì)帶有襟翼翼型的氣動(dòng)性能進(jìn)行了相關(guān)研究,并得到了一些理論和實(shí)驗(yàn)結(jié)果.文獻(xiàn)[3-4]的研究表明,安裝襟翼的風(fēng)力機(jī)葉片能有效提高風(fēng)能利用系數(shù).文獻(xiàn)[5]測(cè)試了尾緣處安裝有不同高度和安裝角的襟翼翼型,結(jié)果發(fā)現(xiàn),葉片加裝襟翼不僅能有效增加翼型的升力,且在襟翼高度相同的條件下,安裝角為90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield[6]通過實(shí)驗(yàn)證明:不同幾何形狀的襟翼可減少風(fēng)力機(jī)葉片流動(dòng)分離,提高效率.研究表明,合理的襟翼結(jié)構(gòu)和對(duì)其采取的控制方法將改善和提高風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能,但單純的固定式襟翼不適用于攻角變化大的垂直軸風(fēng)力機(jī),且隨尖速比增加無法持續(xù)提高其氣動(dòng)性能,而分段式襟翼能顯著改善翼型背風(fēng)處的流動(dòng)使其在大攻角下的分離區(qū)減小[7-8].上述研究均表明采用襟翼結(jié)構(gòu)的翼型會(huì)改變翼型的攻角,而攻角又是影響翼型氣動(dòng)性能的重要參數(shù).因此有必要研究因襟翼翼型擺角引起的攻角變化.

    本文以NACA0012翼型作為基本翼型,對(duì)襟翼擺角引起的攻角變化情況進(jìn)行研究與分析.

    2 數(shù)值方法

    2.1 控制方程與湍流模型

    因風(fēng)力機(jī)運(yùn)行于低雷諾數(shù)Re下,故流場(chǎng)計(jì)算采用黏性不可壓縮N-S方程,即

    式中:ρ為流體密度;μ為動(dòng)力黏度;p為壓力平均值;u—i、u—j分別為流體速度在i、j方向上的變化率;u′i、u′j分別為i、j方向上的速度脈動(dòng).

    本文采用SpalartAllmaras湍流模型,該模型計(jì)算逆向壓力梯度問題時(shí)具有較高準(zhǔn)確度且速度快、易收斂[9].

    2.2 幾何模型與計(jì)算域劃分

    兩段式翼型如圖1所示,圖中:C為翼型弦長(zhǎng);θ為襟翼擺角.采用NACA0012對(duì)稱翼型,以弦長(zhǎng)1/4處的襟縫為界將翼型分為主翼及襟翼,出于結(jié)構(gòu)考慮將襟縫寬度設(shè)為C/30[1].

    計(jì)算域劃分如圖2所示.進(jìn)口為半圓形區(qū)域,

    距葉片尾緣10倍弦長(zhǎng),上、下表面距離葉片均為

    10倍弦長(zhǎng),三者邊界條件均為速度進(jìn)口,來流速度

    V=10 m·s-1;出口距葉片尾緣20倍弦長(zhǎng),以保證尾流發(fā)展充分,減少邊界對(duì)其影響;邊界條件設(shè)為壓力出口,且表壓為0 kPa;翼型上、下表面均設(shè)為無滑移壁面.流體介質(zhì)為空氣,密度為1.225 kg·m-3,馬赫數(shù)Ma=0.03,雷諾數(shù)Re=6.85×105,μ=1.789 4×10-5 kg·m-1·s-1.

    圖3為襟翼擺角θ分別為0°、10°和20°時(shí)的網(wǎng)格分布.采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法劃分邊界層網(wǎng)格,葉片壁面處y+控制在0.9~9.5,以滿足黏流計(jì)算對(duì)壁面網(wǎng)格的要求[10],網(wǎng)格數(shù)約為18.5萬.本文共計(jì)算了7種不同擺角時(shí)的翼型氣動(dòng)性能,限于篇幅僅給出其中3種擺角時(shí)的網(wǎng)格分布.

    對(duì)θ=0°的翼型網(wǎng)格進(jìn)行無關(guān)性驗(yàn)證:當(dāng)網(wǎng)格數(shù)為18.5萬時(shí),俯仰力矩系數(shù)Cm=-0.778;當(dāng)對(duì)網(wǎng)格加密至21.2萬時(shí),俯仰力矩系數(shù)保持為Cm=-0.777.可知,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)大于18.5萬時(shí),計(jì)算結(jié)果與網(wǎng)格數(shù)無關(guān),因此本文計(jì)算網(wǎng)格均采用總數(shù)為18.5萬的網(wǎng)格.

    2.3 有效性驗(yàn)證

    為驗(yàn)證流場(chǎng)求解精度、網(wǎng)格質(zhì)量、湍流模型選取及邊界條件設(shè)置的準(zhǔn)確性,將使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil軟件計(jì)算結(jié)果[11]及實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[12]進(jìn)行對(duì)比.

    圖4為Re=6.85×105時(shí),翼型升力、阻力系數(shù)

    實(shí)

    驗(yàn)數(shù)據(jù)、Xfoil軟件及CFD軟件計(jì)算結(jié)果對(duì)比,

    圖中:

    Cl為升力系數(shù);Cd為阻力系數(shù);α為攻角.由圖可

    知:失速前三者的升力、阻力系數(shù)均相近,誤差小于5%;但失速后Xfoil和CFD軟件計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比誤差較大,即CFD和Xfoil軟件的計(jì)算結(jié)果在失速前攻角范圍(即有效攻角)內(nèi)具有較高的計(jì)算精度.

    3 計(jì)算結(jié)果與分析

    3.1 不同擺角翼型的有效攻角范圍

    計(jì)算條件相同、襟翼擺角不同時(shí)流場(chǎng)流線分布如圖5所示.當(dāng)θ=0°時(shí),隨攻角增大

    在尾緣處產(chǎn)生流動(dòng)分離,分離點(diǎn)逐漸向前緣移動(dòng)

    且分離范圍逐漸擴(kuò)大,導(dǎo)致氣動(dòng)性能下降.這與原

    NACA0012翼型的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合,也與文獻(xiàn)[13]的結(jié)果一致.當(dāng)12°<α<16°時(shí),翼型產(chǎn)生尾緣渦并逐步向前發(fā)展,最后完全失速.因此,θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范圍為-16°<α<16°.而對(duì)于θ=10°的襟翼翼型,在α<-12°時(shí)失速分離區(qū)域前移至翼型背風(fēng)面,α<-15°時(shí)完全失速,其有效攻角范圍為-14°<α<16°.

    圖6為不同擺角襟翼完全失速時(shí)的流線.由圖可看出,不同擺角出現(xiàn)的完全失速攻角亦不盡相同:對(duì)于正攻角,所有擺角的失速攻角均為α=17°;而負(fù)攻角的失速攻角隨翼型擺角增大而減小.因此,隨襟翼擺角增大,翼型的有效攻角范圍持續(xù)縮小,負(fù)攻角完全失速趨勢(shì)愈加明顯.

    3.2 不同擺角翼型的攻角遷移現(xiàn)象

    θ分別為0°、10°、20°、30°時(shí)的升力系數(shù)如圖7所示.隨著擺角增大,翼型有效攻角的升力系數(shù)向右下方移動(dòng).對(duì)比θ=20°時(shí)的最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的攻角與θ=0°時(shí)相同升力系數(shù)的攻角可知,

    θ=20°時(shí)攻角右移約6°,而θ=30°時(shí)攻角右移約

    8°.也就是說處于不同位置的襟翼,改變了整體翼型的攻角,增加了有效攻角范圍.最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的攻角在原有翼型基礎(chǔ)上有較大的增加,攻角產(chǎn)生了正遷移.同理,對(duì)于負(fù)攻角則產(chǎn)生了負(fù)遷移.

    此現(xiàn)象可由圖8所示的弦線變化示意圖解釋,圖中α′為攻角遷移量.當(dāng)擺角變化時(shí),翼型所對(duì)應(yīng)的弦長(zhǎng)亦發(fā)生變化,而攻角的定義為翼型弦長(zhǎng)與來流風(fēng)速的夾角.因此,欲達(dá)到相同升力系數(shù)則需增大攻角,從而使得升力系數(shù)在增加擺角的情況下向右偏移,相當(dāng)于攻角產(chǎn)生遷移.

    據(jù)此可知,當(dāng)θ=10°時(shí),α′=2.49°,但升力系數(shù)曲線實(shí)際偏移量為3.75°,如圖7所示.

    為進(jìn)一步說明升力系數(shù)的偏移現(xiàn)象,表1給出了靜態(tài)情況下擺角與對(duì)應(yīng)攻角遷移量的關(guān)系.從表1中可看出,考慮弦長(zhǎng)改變所引起的攻角遷移量計(jì)算值與CFD軟件模擬值變化趨勢(shì)一致,表明該對(duì)應(yīng)關(guān)系在一定程度上可確定翼型在靜態(tài)情況下改變擺角時(shí)對(duì)應(yīng)的攻角遷移量,從而可通過改變擺角達(dá)到改變攻角的目的.

    3.3 不同擺角翼型的表面壓力變化

    圖9為α=0°時(shí),不同擺角翼型上、下表面壓力差分布.從圖中可知,隨襟翼擺角增大,翼型同一坐標(biāo)點(diǎn)的上、下表面壓力差增大,其受力反向增大.

    通常風(fēng)力機(jī)通過變漿改變翼型上、下表面壓差,但垂直軸風(fēng)力機(jī)扭轉(zhuǎn)需克服較大翼型俯仰力矩.而通過襟翼擺角改變翼型上、下表面壓力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.該方法對(duì)制定垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片攻角控制策略具有一定理論指導(dǎo)意義.

    4 結(jié) 論

    本文計(jì)算了不同擺角襟翼翼型在不同攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù),并與Xfoil軟件計(jì)算值及實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了可靠性驗(yàn)證.結(jié)果表明:

    (1) SpalartAllmaras湍流模型可用于襟翼翼型氣動(dòng)性能的計(jì)算.

    (2) 襟翼擺角增大,負(fù)攻角時(shí)翼型的尾緣渦提前分離,有效攻角范圍減小.隨襟翼擺角增大,翼型上、下表面壓力差增大,其受力反向增大.

    (3) 通過弦線變化原理得出了擺角θ與攻角遷移量α′的對(duì)應(yīng)關(guān)系.

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