脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對(duì)翼型邊界層分離特性影響大渦模擬研究

戎 瑞, 劉順超, 王松嶺, 吳正人, 崔 可

(1.華北電力大學(xué) 電站設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測(cè)與控制教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 河北 保定 071003; 2.中鐵電氣工業(yè)有限公司, 河北 保定 071003)

0 引 言

低雷諾數(shù)的翼型涉及到無人機(jī)、風(fēng)力機(jī)、飛行器等領(lǐng)域，對(duì)翼型空氣動(dòng)力性能影響較大的流動(dòng)分離、湍流再附現(xiàn)象近年來也引起較多學(xué)者的研究[1-4]，并針對(duì)這些現(xiàn)象提出了一些有效的控制手段。龔志斌[5]和Al-Garni[6]等分別通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)方法研究了前緣旋轉(zhuǎn)圓柱對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響。李仁年[7]采用數(shù)值模擬的方法分析了表面凸臺(tái)對(duì)翼型升、阻力系數(shù)以及邊界層分離的影響。薛大文[8]、石清[9]和郝禮書[10]等研究了渦流發(fā)生器對(duì)翼型邊界層分離機(jī)翼型失速的控制作用。李玉杰[11]和王林[12]等分別采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬方法研究了合成雙射流激勵(lì)對(duì)翼型表面流動(dòng)特性的影響。

針對(duì)脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的流動(dòng)控制研究，Lee & Jang[13]和Chamorro, et al[14]借助風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，對(duì)翼型表面覆蓋脊?fàn)畋∧さ臏p阻特性進(jìn)行了研究，在一定氣流迎角和流速下，均得到了6%左右的減阻效果，并從翼型尾跡渦變化角度對(duì)減阻機(jī)理進(jìn)行了解釋。王松嶺等[15]將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)溝槽橫向布置于G4-73離心風(fēng)機(jī)翼型葉片，對(duì)其減阻特性進(jìn)行數(shù)值模擬研究，通過對(duì)翼型表面的壓力分布、湍流強(qiáng)度、湍動(dòng)能等流動(dòng)參數(shù)的綜合分析，最大得到了9.65%的減阻效果。渦量相對(duì)集中的有限區(qū)域形成了旋渦，旋渦的產(chǎn)生、發(fā)展、演化過程以及與外部流場(chǎng)和物體之間的相互作用直接影響著物體的受力狀態(tài)。在后期研究過程中筆者等[16-17]著重從法向渦量的分布、渦的相互干擾以及壁面剪切應(yīng)力的角度對(duì)脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)機(jī)理進(jìn)行了分析，并將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)減阻的研究成果應(yīng)用于三維的離心風(fēng)機(jī)單流道模型，結(jié)果表明：合理的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置能夠有效減少風(fēng)機(jī)流動(dòng)損失，提高風(fēng)機(jī)運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性。

綜上可以發(fā)現(xiàn)，在諸多的翼型流動(dòng)控制研究中，鮮有關(guān)于脊?fàn)畋砻鎸?duì)翼型邊界層分離特性影響進(jìn)行深入探討研究的。結(jié)合自身研究基礎(chǔ)，本文采用大渦模擬，研究了在迎角為6°，基于弦長雷諾數(shù)為1.6×105條件下，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對(duì)翼型邊界層分離特性以及尾跡速度的影響。

1 計(jì)算模型和數(shù)值計(jì)算方法

1.1 幾何模型和網(wǎng)格劃分

脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的布置改變了翼型近壁表面的流場(chǎng)特性，因此嘗試依據(jù)翼型表面壓力的分布特點(diǎn)，如圖1，在基于弦長Re=1.6×105，迎角為6°的條件下，分別將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型上表面的順壓梯度區(qū)和逆壓梯度區(qū)內(nèi)。

翼型的弦長為c=100 mm，定義Q-riblet模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在0.05c～0.1c之間，即順壓梯度區(qū)內(nèi)；H-riblet模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在0.45c～0.5c之間，即逆壓梯度區(qū)內(nèi)；兩模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)除布置位置不同外，其他參數(shù)均完全相同，即頂角為120°的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)，s=0.2mm。以翼型前緣點(diǎn)作為坐標(biāo)原點(diǎn)建立遠(yuǎn)場(chǎng),遠(yuǎn)場(chǎng)邊界距離翼型15c的距離，在離散域內(nèi)生成“C”型網(wǎng)格,兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)模型網(wǎng)格均為186萬。流場(chǎng)入口邊界條件設(shè)定為速度入口，翼型展向側(cè)面設(shè)置為周期性邊界條件，翼型表面設(shè)置為無滑移邊界條件，在脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)段網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)化四邊形網(wǎng)格，并且對(duì)底部進(jìn)行加密，保證翼型表面法向第一層網(wǎng)格y+<1，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)表面網(wǎng)格劃分如圖2。

圖2 脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)表面網(wǎng)格劃分Fig.2 Grid on riblet

1.2 大渦模擬數(shù)值計(jì)算方法的準(zhǔn)確性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，對(duì)NACA0018翼型在迎角6°、基于弦長的Re=1.6×105條件下，翼型表面壓力系數(shù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，實(shí)驗(yàn)值數(shù)據(jù)見參考文獻(xiàn)[18]，如圖3所示。由圖可知，本文所采用的數(shù)值計(jì)算方法具有較高的精度，所得數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)值吻合很好。

圖3 NACA0018翼型表面壓力系數(shù)驗(yàn)證Fig.3 Pressure coefficient of numerical result and its comparison

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 光滑表面翼型邊界層速度分布

圖4為α=6°、Re=1.6×105、光滑翼型上表面沿流向(x方向)、不同截面(x/c)處的邊界層時(shí)均速度分布。由圖可知，光滑表面的翼型在x/c=0.1的位置處沒有出現(xiàn)邊界層分離，這是因?yàn)樵谠搮^(qū)域處于順壓梯度區(qū)，由于順壓差和層外勢(shì)流的加速，主流區(qū)域的流體不斷注入新的能量，補(bǔ)充層內(nèi)流動(dòng)的能量耗散，沿著流動(dòng)方向流體速度增大。而在x/c=0.2的位置處開始出現(xiàn)邊界層的分離，并且延伸到x/c=0.8的位置，此過程中分離區(qū)域的厚度先逐漸增大然后逐漸變小。這是因?yàn)槟鎵禾荻鹊淖饔靡约皩油鈩?shì)流的減弱使得近壁區(qū)流體的動(dòng)能越來越小，在粘性阻滯和逆壓梯度的共同作用下，流體質(zhì)點(diǎn)出現(xiàn)滯止甚至回流，發(fā)生邊界層的分離。隨著x/c的增大，邊界層分離導(dǎo)致的回流速度逐漸減弱，到x/c=0.9以后的位置，由于逆壓梯度的減弱以及尾跡渦結(jié)構(gòu)的干擾，邊界層又重新開始發(fā)展。

(a) x/c=0.1～0.5

(b) x/c=0.6～0.95

2.2 脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對(duì)邊界層速度分布的影響

圖5為迎角為6°、不同來流速度下，Q-riblet脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑表面翼型在沿流向(x方向)不同截面(x/c)處的邊界層時(shí)均速度分布曲線。由圖中24 m/s時(shí)的數(shù)據(jù)可知，對(duì)于前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置的翼型在x/c=0.2處就已經(jīng)發(fā)生了邊界層的分離現(xiàn)象，但是分離區(qū)較薄，分離現(xiàn)象并不是很明顯。顯然，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)導(dǎo)致流體在順壓梯度區(qū)域的擾動(dòng)，并由于脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)內(nèi)部旋渦結(jié)構(gòu)的存在，邊界層內(nèi)流體經(jīng)過脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)段時(shí)和外部勢(shì)流之間的速度梯度減小，粘性阻力明顯減小，與光滑表面相比相同位置處速度會(huì)較大。由圖5c可以看出，在24 m/s時(shí)，雖然在x/c=0.4處兩種模型均出現(xiàn)了邊界層的分離，但可以看出前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型的回流速度大于光滑表面翼型的回流速度，前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型模型邊界層分離的區(qū)域更薄。而從圖5(d)、圖5(e)、圖5(f)可以看出，前段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型在x/c=0.5、0.6、0.7位置處均沒有發(fā)生邊界層的分離。也就是說，前段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型雖然使得邊界層分離點(diǎn)提前，但是明顯減小了邊界層分離區(qū)域的影響范圍，控制了旋渦的脫落，可以有效地提高翼型的氣動(dòng)性能。

由12 m/s的數(shù)據(jù)可知，此時(shí)的前段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的控制作用僅是將邊界層分離點(diǎn)由x/c=0.5提前到x/c=0.2，分離區(qū)域的厚度和影響范圍都未發(fā)生較大變化。這是由于12 m/s時(shí)，光滑表面翼型的分離區(qū)域在翼型后段，而此時(shí)將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型前段會(huì)影響穩(wěn)定流體的正常流動(dòng)，使流體產(chǎn)生過早的擾動(dòng)而產(chǎn)生邊界層分離，這樣不僅不能抑制原有的邊界層分離現(xiàn)象，反而有可能會(huì)增加額外的能量耗散。所以，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的控制效果與翼型所處的工況具有較大的關(guān)系，這之間的規(guī)律還有待于進(jìn)一步研究。

圖6為迎角為6°、不同來流速度下，H-riblet脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑表面翼型在沿流向(x方向)不同截面(x/c)處的邊界層時(shí)均速度分布曲線。由圖可知，來流速度為24 m/s時(shí)，后段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型在x/c=0.3處發(fā)生了邊界層分離，分離點(diǎn)位置相比光滑翼型略有推后，與光滑表面翼型相比回流速度變大，分離的區(qū)域變薄。在x/c=0.4處邊界層的分離現(xiàn)象依然存在，但回流強(qiáng)度和回流區(qū)厚度相比于光滑表面已明顯減弱。對(duì)于后段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)是布置在x/c=0.45～0.5段之間的，通過對(duì)圖6(b)、圖6(c)的分析可知，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型后段同樣會(huì)對(duì)翼型前段的邊界層速度分布有一定影響。由圖6(d)、圖6(e)、圖6(f)可以看出，后段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型在后段沒有發(fā)生邊界層分離，保持了翼型很好的流動(dòng)特性。相比之下，12 m/s時(shí)后段布置的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)控制效果更為明顯，整個(gè)翼型表面均為發(fā)生較為明顯的邊界層分離，相比在翼型后段出現(xiàn)較大分離區(qū)域的光滑表面模型，其控制效果非常顯著。>

圖5 前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑翼型表面速度對(duì)比Fig.5 Velocity distribution of Q-riblet model and smooth airfoil model

圖6 后段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑翼型表面速度對(duì)比Fig.6 Velocity distribution of H-riblet model and smooth airfoil model

綜合分析Q-riblet和H-riblet兩種布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型對(duì)邊界層分離的控制特性，結(jié)果表明，兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)均可以一定程度上控制邊界層的分離，縮小邊界層分離區(qū)域的范圍，但脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的控制相關(guān)受限于翼型所處的工況及對(duì)應(yīng)的分離點(diǎn)位置。在本文所研究工況中，H-riblet模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在光滑表面模型中所對(duì)應(yīng)的邊界層分離區(qū)域，其控制效果是推遲了邊界層分離點(diǎn)的同時(shí)提前結(jié)束了邊界層的分離區(qū)域，使分離區(qū)域明顯減小，且分離渦強(qiáng)度減弱，減小了能量耗散，控制效果明顯。

2.3 脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對(duì)尾跡速度分布的影響

圖7是迎角為6°、不同來流速度下，前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型、后段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型以及光滑翼型在不同位置處的尾跡速度分布對(duì)比。由圖可知，在x/c=1.2的位置處存在較大的速度虧損，隨著x/c的增大速度虧損逐漸減小，離翼型尾緣距離越遠(yuǎn)，速度虧損變化越小，其影響的法向?qū)挾仍酱?。比較Q-riblet翼型與光滑表面翼型相同位置處的尾跡速圖度分布可知，速度的虧損值和虧損區(qū)域相比光滑翼型明顯減小，這是因?yàn)榍岸渭範(fàn)罱Y(jié)構(gòu)使得翼型邊界層分離區(qū)明顯提前，且面積有所減少，如圖5所示。在x/c大于0.5之后就已結(jié)束邊界層的分離，且翼型后半段型線有利于流體的下壓補(bǔ)充，這使得流體順著壁面快速補(bǔ)充，不易產(chǎn)生再次分離，因而相比光滑翼型，速度虧損明顯減少，且其影響范圍也有所減弱。

(a) α=6°, x/c=1.2

(b) α=6°, x/c=1.6

(c) α=6°, x/c=2.0

(d) α=6°, x/c=2.4

對(duì)于H-riblet翼型，由于其對(duì)邊界層分離的抑制作用明顯，幾乎未產(chǎn)生明顯發(fā)分離渦團(tuán)，所以前文所述的流體下壓補(bǔ)充的現(xiàn)象并不明顯，因而流體經(jīng)過脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)后，減少了能量損失，能夠再持續(xù)穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)到翼型尾部。但由于能量的耗散，在翼型尾部已出現(xiàn)明顯流動(dòng)振蕩和分離的前兆，所以在尾跡處的流向速度出現(xiàn)了較大虧損，虧損大小與光滑翼型相當(dāng)，但由于是分離前，其影響范圍很小，分離渦團(tuán)并未成形。

兩個(gè)不同流速下的尾跡速度分布規(guī)律基本一致，但如前文所述，不同工況下的控制效果也有所差異。由以上分析可以推斷，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的控制作用與翼型所處工況和邊界層分離區(qū)域位置有很大關(guān)系，改善翼型氣動(dòng)性能，減少壓差阻力，增大升阻比，需綜合考慮多方面因素，其規(guī)律還有待于進(jìn)一步研究。

2.4 渦量場(chǎng)等值面分析

渦量是描述旋渦運(yùn)動(dòng)重要的物理量之一，定義為速度的旋度。大大小小的旋渦是由渦量源生成的，流體與固體壁面之間的剪切層就是旋渦產(chǎn)生的根源。圖8為24m/s和12m/s工況下不同模型的渦量云圖。由圖可知，H-riblet模型相比Q-riblet模型，對(duì)于邊界層分離的控制作用較為明顯，使得吸力面分離范圍顯著的減小，高渦量區(qū)域幾乎鎖定在緊貼壁面的區(qū)域，有效的控制了在翼型吸力面的湍流大渦，所展現(xiàn)的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)作用規(guī)律與前文所述完全吻合。

2.5 氣動(dòng)性能分析

脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的布置有效的改善了翼型流場(chǎng)的穩(wěn)定性，較好的控制了邊界層分離的起始位置和分離的區(qū)域的大小。對(duì)于翼型而言我們還著重關(guān)注脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的布置對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。

圖9給出了迎角為6°、來流速度為24 m/s時(shí)，在數(shù)值計(jì)算趨于穩(wěn)定后，在0.4～0.5 s時(shí)間段內(nèi)各個(gè)模型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的對(duì)比。該計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[19]中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)完全吻合，證明了數(shù)值計(jì)算的準(zhǔn)確性。圖9(a)中CL表示翼型的升力系數(shù)，圖9(b)中CD表示翼型的阻力系數(shù)。由圖可知，H-riblet翼型的升力系數(shù)相比光滑表面翼型有顯著提升，同時(shí)阻力系數(shù)也有所減少，說明該脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)模型對(duì)翼型氣動(dòng)性能改善效果明顯。Q-riblet翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)相比光滑表面翼型則未有較大的變化。這也與前文關(guān)于兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)模型對(duì)翼型表面邊界層分離特性的控制規(guī)律分析相一致。

圖8 渦量云圖Fig.8 contours of vorticity

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

3 結(jié) 論

1) 分別將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型順壓梯度區(qū)和逆壓梯度區(qū)，均可以有效地控制邊界層的分離，縮小邊界層分離區(qū)域的范圍，減小尾跡速度損失。

2) 兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型相比，H-riblet模型在推遲了邊界層分離起始位置點(diǎn)的同時(shí)提前結(jié)束了邊界層的分離，使流體在翼型表面并未產(chǎn)生較大的分離區(qū)域，相對(duì)控制效果更為明顯。同時(shí)能夠大幅提升翼型的升力系數(shù)，減少阻力系數(shù)，對(duì)翼型氣動(dòng)特性有明顯改善。

3)脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的控制作用與翼型所處工況和邊界層分離區(qū)域位置有很大關(guān)系，改善翼型氣動(dòng)性能，減少壓差阻力，增大升阻比，需綜合考慮多方面因素。

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