翼身融合水下滑翔機剖面水翼定常吸流主動流動控制數(shù)值研究

杜曉旭, 張連營

(西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院, 陜西 西安 710072)

翼身融合水下滑翔機是一種機身主體與機翼平滑地融為一體的水下航行器,依靠凈浮力和質(zhì)心位置的調(diào)節(jié)實現(xiàn)滑翔,可作為移動式水下觀測平臺進行大范圍的水下觀測[1-2],通過外形優(yōu)化設(shè)計,其升阻比可達15～20[3-4],然而僅依靠外形優(yōu)化來改善滑翔性能的方法會受到流動分離以及內(nèi)部空間變小等限制,滑翔機的探測能力將會大大削弱。主動流動控制技術(shù)是在物體流動環(huán)境中施加合適的局部擾動以與系統(tǒng)的內(nèi)在流場相耦合,以較小的能量消耗獲得局部或全局的流動改變,它可以在需要的部位和時間出現(xiàn),達到改善流場、增升減阻和抑制噪聲等目的[5]。定常吸流是主動流動控制技術(shù)的一種,具有結(jié)構(gòu)簡單、易實現(xiàn)等優(yōu)點,因此可以將定常吸流主動流動控制技術(shù)應(yīng)用到翼身融合水下滑翔機上以改善其升阻特性。

定常吸流主動流動控制技術(shù)在航空、能源等領(lǐng)域?qū)︼w機、汽車、葉輪等設(shè)備的氣動性能改善都有較好的流場控制效果。Rezaeiha等[6]采用CFD方法研究了定常吸氣對垂直軸風(fēng)力渦輪機的流動控制,研究表明定常吸氣能抑制葉片層流分離泡,推遲動態(tài)失速,抑制空氣動力波動,顯著增大升力和減小阻力。Zhang等[7]采用可壓縮的LES方法研究了NACA0012三維機翼的定常吸氣主動流動控制,研究表明定常吸氣能有效抑制渦旋脫落,提升其升阻特性,且隨著吸氣角增加,升阻比增大,能量消耗減少。張玲等[8]在風(fēng)力機翼型截面上開孔施加定常吸氣,采用Spalart-Allmaras模型對多種工況進行了數(shù)值模擬,結(jié)果表明定常吸氣擾動模式與流場主流的耦合能有效改善翼型的氣動性能、推遲失速、延緩分離。李宇紅等[9]開展了NACA0015翼型定常吸氣主動流動控制數(shù)值研究,結(jié)果表明在翼型頭部吸力面分離點附近施加的定常吸氣能增升減阻,推遲失速攻角。

翼身融合水下滑翔機所處的液體環(huán)境與飛行器所處的氣體環(huán)境有很大區(qū)別,流體的黏性系數(shù)、流動的雷諾數(shù)等其他對流場影響較大的參數(shù)都有很大差異,目前從公開的研究成果來看只有美國對翼身融合水下滑翔機Z-Ray采取了定常流主動流動控制[10]。翼身融合水下滑翔機剖面翼型通常包括NACA標(biāo)準(zhǔn)系列翼型和修正翼型。本文基于CFD方法開展翼身融合滑翔機剖面水翼(NACA0015二維翼型)定常吸流主動流動控制數(shù)值研究,探究在水翼吸力面施加不同開口位置、不同吸流偏角和不同吸流比的定常吸流對NACA0015水翼升阻特性的影響規(guī)律和機理。

1 物理模型及數(shù)值計算方法

1.1 NACA0015水翼定常吸流模型

NACA0015翼型是常見翼身融合水下滑翔機剖面翼型之一,其最大厚度為弦長c的15%。如圖1所示,本文研究的NACA0015水翼弦長c=500 mm,自由來流速度大小為U∞,來流攻角為α,定常吸流開口處的速度大小為Us,吸流偏角θs定義為定常吸流速度方向與翼型吸力面切向的夾角,定常吸流開口寬度為h,開口位置xs定義為定常吸流開口距離翼型前緣的距離。

定義定常吸流開口的有效寬度H

H=sinθs·h

(1)

為描述定常吸流相對于自由來流的速度大小,定義定常吸流與自由來流的速度比值為吸流比

(2)

則定常吸流的動量系數(shù)可表示為

(3)

圖1 NACA0015水翼剖面定常吸流示意圖

為了準(zhǔn)確描述定常吸流對NACA0015水翼的主動流動控制效果,分別使用水翼的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和水翼表面壓力系數(shù)來表示其升阻力特性,阻力系數(shù)、升力系數(shù)和表面壓力系數(shù)分別定義為

(4)

(5)

(6)

式中：ρ為海水的來流密度；L為水翼所受的流體升力；D為水翼所受的流體阻力；ps為水翼表面的絕對壓力,p∞為自由來流的絕對壓力。

1.2 數(shù)值模擬方法及驗證

1.2.1 流動基本控制方程

對于本文NACA0015水翼所處的黏性不可壓海水流體環(huán)境,其流動基本控制方程為RANS方程,由連續(xù)方程和動量方程組成,具體表示如下：

1.2.2 SSTk-ω湍流模型

由于剪應(yīng)力輸運k-ω(SSTk-ω)湍流模型綜合了近壁面k-ω模型的穩(wěn)定性和邊界層外部k-ε模型的獨立性,適用于流動起始和分離流動模擬,其在主動流動控制數(shù)值模擬中被廣泛使用,并被驗證具有不錯的計算精度[11]。因此,本文采用SSTk-ω湍流模型進行NACA0015水翼主動流動控制數(shù)值研究。SSTk-ω湍流模型的湍動能k方程和耗散率ω方程分別表示如下[12-13]:

(11)

(12)

(13)

(14)

(15)

(16)

(17)

式中：μt為湍流黏性系數(shù);S為應(yīng)變率;y為壁面距離;σk,σω,β*和β為模型系數(shù);F1和F2為調(diào)和函數(shù)。

1.2.3 計算方法驗證

為了驗證本文所建立的水下滑翔機翼型流場數(shù)值計算方法,選取二維NACA0015翼型進行基態(tài)(即不施加定常吸流)流場數(shù)值模擬,并將水動力系數(shù)與實驗值進行對比。對NACA0015翼型流場計算域進行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分(如圖2所示),網(wǎng)格數(shù)量為8.29萬,并保證翼型物面y+值小于1。

圖2 基態(tài)流場結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分

選取基于其弦長c的雷諾數(shù)Re=6.6×105,采用SSTk-ω湍流模型對NACA0015翼型流場進行非定常求解。圖3給出了NACA0015翼型升力系數(shù)CL的數(shù)值計算結(jié)果與文獻[14]的實驗結(jié)果對比。

從圖3中可知,NACA0015翼型的升力系數(shù)仿真值與實驗值總體上吻合較好,說明本文基于SSTk-ω湍流模型建立的水下滑翔機翼型流場數(shù)值計算方法是可行的。

圖3 升力系數(shù)計算值與實驗值的對比

1.3 計算域及邊界條件

定常吸流開口寬度h=1%c,開口位置xs分別取0.1c,0.3c和0.7c,NACA0015翼型主動流動控制流場計算域示意圖如圖4所示,計算域大小取為25c×20c。選擇笛卡爾坐標(biāo)系,設(shè)置半圓形遠場的邊界條件為來流速度入口,速度大小為1.4 m/s,方向由攻角α決定,矩形遠場邊界條件為壓力出口,定常吸流開口處的邊界條件為速度入口,將翼型除定常吸流開口外的其余部分定義為非滑移壁面。

圖4 定常吸流流動控制流場計算域

1.4 網(wǎng)格劃分及無關(guān)性驗證

本文采用ICEM進行NACA0015定常吸流主動控制的流場計算域結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分,如圖5所示。

圖5 定常吸流流場結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分

為了更好地捕捉包含定常吸流的流場信息,在翼型0.1c,0.3c和0.7c處的吸流開口處進行了網(wǎng)格加密處理。另外,通過調(diào)整翼型和定常吸流開口表面布置的網(wǎng)格節(jié)點數(shù),以及從翼型表面和定常吸流開口向外域邊界輻射布置的節(jié)點數(shù),從而獲取NACA0015翼型4種不同網(wǎng)格數(shù)量的流場計算域網(wǎng)格,以便進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。

選取開口位置xs=0.3c,偏角θs=90°,吸流比為Rs=1.429的定常吸流,并選取未失速攻角α=6°、臨界失速攻角α=16°、過失速攻角α=20°的流動狀態(tài),進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。設(shè)定流體環(huán)境為20℃的不可壓海水,其密度ρ為1 024 kg/m3,運動黏性系數(shù)ν為1.053 7×10-6m2/s。數(shù)值計算在Fluent中進行,選用雙精度求解器,壓力和速度耦合采用SIMPLEC算法。運用Standard格式進行壓力離散,動量方程、湍動能和耗散率均采用二階迎風(fēng)格式,仿真時間步長Δt取0.000 5 s。使用不同網(wǎng)格計算得到的翼型升力系數(shù)如表1所示。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

從表1可知,當(dāng)計算網(wǎng)格數(shù)量達到9.2萬時,不同攻角下包含定常吸流的翼型升力系數(shù)逐漸收斂,因此選取網(wǎng)格數(shù)量為9.2萬的計算域網(wǎng)格進行NACA0015翼型定常吸流主動流動控制數(shù)值研究。

2 升阻特性研究

2.1 吸流偏角的影響

選取3個典型來流攻角:未失速攻角α=6°、臨界失速攻角α=16°和過失速攻角α=20°,通過在0.3c處施加Rs=0.714,θs=30°～150°的定常吸流,針對翼身融合水下滑翔機剖面NACA0015翼型開展不同偏角的定常吸流主動流動控制數(shù)值仿真研究,并與基態(tài)仿真結(jié)果進行對比,以探究吸流偏角對其升阻特性的影響。圖6給出了不同攻角時對NACA0015水翼施加不同吸流偏角的定常吸流流動控制前后升阻系數(shù)對比。

從圖6可知,不同攻角下對水翼施加不同吸流偏角的定常吸流都能不同程度地增大水翼的升力,并減小水翼的阻力,因此定常吸流可以增大水翼的升阻比,提升其水動力特性。隨著吸流偏角的增大,升力系數(shù)先增大后減小,阻力系數(shù)先減小后增大;當(dāng)吸流偏角θs=90°時,不同攻角下施加的定常吸流的增升減阻效果最佳;且增升減阻效果關(guān)于θs=90°對稱,即若施加2種不同吸流偏角的定常吸流,當(dāng)其吸流偏角之和為180°時,2種定常吸流的升阻系數(shù)大小幾乎相等。這是由于當(dāng)θs=90°時,有效吸流寬度H達最大,從而定常吸流的動量系數(shù)Cμ最大,因此定常吸流向系統(tǒng)輸入的能量最大,同時當(dāng)2種不同θs的定常吸流θs值之和為180°時,其有效吸流寬度H相等,定常吸流輸入的能量也相等,因此其對流場的影響程度也一致,也說明了影響水翼升阻特性的關(guān)鍵是定常吸流所具有的能量。

圖6 不同吸流偏角對升阻力系數(shù)的影響

2.2 吸流開口位置的影響

為探究定常吸流開口位置對NACA0015翼型升阻特性影響,分別在0.1c、0.3c和0.7c處施加θs=90°,吸流比Rs為0.714的定常吸流,并在不同來流攻角下針對NACA0015水翼開展不同開口位置的定常吸流主動流動控制數(shù)值仿真研究,并與基態(tài)仿真結(jié)果進行對比分析,以探究吸流開口位置對水翼升阻特性的影響規(guī)律,圖7給出了不同攻角時對NACA0015水翼施加不同開口位置的定常吸流前后升阻系數(shù)的對比。

圖7 不同開口位置對升阻力系數(shù)的影響

從圖7a)可知,針對3個攻角,在水翼不同位置處施加的定常吸流都能在不同程度上增大水翼的升力。當(dāng)α=6°時,定常吸流的增升效果隨著吸流位置逐漸向后緣靠近而逐漸增大;當(dāng)α=16°時,吸流位置靠近翼型后緣,定常吸流的增升效果先增大后略微減小;當(dāng)α=20°時,在水翼前緣附近(即0.1c和0.3c處)施加定常吸流可以有效延遲水翼失速,從而使升力較基態(tài)時大幅提高,而且越靠近水翼前緣,升力提升效果越好。

從圖7b)可知,當(dāng)不超過水翼基態(tài)時的臨界失速角時,在不同位置處施加的定常吸流主動流動控制均可以使水翼阻力減小,而且越靠近翼型前緣,減阻效果越好。當(dāng)α=20°時,除了在水翼0.7c處施加的定常吸流主動流動控制會導(dǎo)致水翼阻力增大外,在0.1c和0.3c處施加定常吸流均可實現(xiàn)較好的減阻效果。

2.3 吸流比的影響

由2.1節(jié)可知,影響流動控制效果的重要因素之一是定常吸流所具有的能量,為進一步探究定常吸流能量對水翼升阻特性影響,本文在0.1c,0.3c,0.7c處施加θs=90°,吸流比Rs為0.357,0.714和1.000的定常吸流,在不同攻角下開展不同吸流比的定常吸流主動流動控制數(shù)值仿真研究,并與基態(tài)仿真結(jié)果進行對比分析,以探究吸流比對水翼升阻特性的影響規(guī)律,圖8和圖9分別給出了不同攻角下對NACA0015水翼施加不同吸流比的定常吸流流動控制前后升力系數(shù)和阻力系數(shù)的對比。

圖8 不同吸流比對升力系數(shù)的影響

圖9 不同吸流比對阻力系數(shù)的影響

從圖8可以看出,對不同來流攻角下在水翼不同位置處施加的不同吸流比的定常吸流都能不同程度地增大水翼的升力。另外,從圖9可以看出,除了當(dāng)α=20°時在水翼0.7c處施加的定常吸流反而使水翼的阻力系數(shù)增大外,其余計算工況下定常吸流都能不同程度地實現(xiàn)減阻效果。結(jié)合圖8和圖9可以看出,當(dāng)α=6°時,對于在0.1c和0.3c處施加的定常吸流,其增升減阻效果隨著吸流比增大而增大,而在0.7c處定常吸流的增升效果隨著吸流比增大而明顯增大,但減阻效果卻隨之減小。當(dāng)α=16°時,對于在不同位置處施加的定常吸流,其增升減阻效果均隨著吸流比的增大而增大,而且不同位置處施加定常吸流對水翼升力系數(shù)的提升效果相差不大,但減阻效果卻差別明顯。當(dāng)α=20°時,對于在0.1c和0.3c處施加的定常吸流,其增升減阻效果隨著吸流比的增大而增大,而在0.7c處定常吸流的增升效果顯然不如0.1c和0.3c處,而且并無減阻效果。

3 定常吸流機理分析

從第2節(jié)升阻特性分析可知,定常吸流的增升減阻控制效果主要受其所輸入能量的影響,即主要與定常吸流的開口位置和吸流比有關(guān)。因此本文將以過失速流動為例,從不同吸流開口位置、不同吸流比2個方面分別探究定常吸流對NACA0015升阻特性的影響機理。

3.1 不同吸流開口位置

選取α=20°的過失速攻角,分別在NACA0015水翼0.1c,0.3c和0.7c處施加θs=90°,吸流比Rs為0.714的定常吸流,圖10給出了α=20°時在水翼不同位置處施加定常吸流流動控制前后不同時刻的流線及速度云圖對比,其中t為時間,T為流動周期。

圖10 α=20°時不同時刻速度云圖和流線圖

從圖10可知,當(dāng)α=20°時,NACA0015水翼處于較大的流動分離狀態(tài),在水翼0.1c和0.3c處施加的定常吸流都能很好抑制水翼的流動分離,從而改善水翼的壓力分布,顯著提升了水翼的升力。而當(dāng)定常吸流的開口位置在0.7c處時,定常吸流的引入并不能明顯抑制水翼的流動分離,反而使得水翼原本較為穩(wěn)定的流動分離狀態(tài)開始產(chǎn)生周期性的渦脫現(xiàn)象。

3.2 不同吸流比

選取α=20°時的過失速攻角,在NACA0015水翼0.1c處施加θs=90°,射流比Rs分別為0.357,0.714和1.000的定常吸流,圖11給出了α=20°時施加不同吸流比的定常吸流流動控制前后流線及速度云圖對比。

圖11 α=20°時不同吸流比對速度云圖和流線的影響

由圖11可知,當(dāng)α=20°時,隨著吸流比的增大,定常吸流抑制水翼流動分離的效果越好,當(dāng)定常吸流Rs=0.357時,水翼上翼面靠近后緣處仍存在一塊較小的流動分離區(qū),而當(dāng)Rs=0.714和Rs=1.000時分離區(qū)幾乎完全被抑制,這是由于定常吸流的吸流比越大,其能給予邊界層及其附近流體的能量越多,從而能更好地抑制流動分離,改善水翼升阻特性。但據(jù)圖8c)和圖9c)可知,當(dāng)定常吸流位于水翼0.7c處且Rs達1.000時,定常吸流反而使得升阻特性變差。這主要是由于,當(dāng)定常吸流開口位于水翼0.7c處時,吸流開口處于翼型的流動大分離區(qū),且距離流動分離點較遠,此時定常吸流并不能提供足夠的能量與來流形成有效的耦合效應(yīng)來抑制翼型的流動分離。另外,定常吸流使得原來較為穩(wěn)定的流動分離發(fā)生了較大的周期渦脫現(xiàn)象,而且吸流比越大,翼型渦脫現(xiàn)象越嚴(yán)重(如圖12所示),從而使得水翼的壓差阻力隨著吸流比增大而增大,因此當(dāng)Rs達1.000時,水翼升阻特性反而變差。

圖12 α=20°, xs=0.1c時的速度云圖和流線

4 結(jié) 論

本文基于CFD方法,采用SSTk-ω湍流模型對翼身融合水下滑翔機剖面的NACA0015水翼施加定常吸流主動流動控制開展了較為詳細(xì)的數(shù)值研究,研究了不同吸流偏角、不同吸流開口位置、不同吸流比的定常吸流主動流動控制對水翼升阻特性的影響規(guī)律,并進一步以過失速流動為例分析了不同吸流開口位置、不同吸流比的定常吸流的流動控制機理,得到的主要研究結(jié)論如下:

1) 對NACA0015水翼施加不同吸流偏角的定常吸流都能不同程度地實現(xiàn)增升減阻,增升減阻效果在θs=90°最大,且關(guān)于θs=90°對稱。對NACA0015水翼不同位置處施加的定常吸流都能不同程度地增大水翼的升力,定常吸流開口位置越靠近水翼前緣,其增升減阻的效果越好,而且升力系數(shù)均隨著吸流比的增大而增大。

2) 當(dāng)α=20°時在NACA0015水翼0.7c處施加的定常吸流導(dǎo)致水翼阻力系數(shù)隨著吸流比的增大而增大,而在其余攻角和開口位置處施加定常吸流都能實現(xiàn)減阻,而且阻力系數(shù)均隨著吸流比的增大而減小。

3) 當(dāng)NACA0015水翼處于α=20°的過失速狀態(tài)時,除了在水翼0.7c處施加Rs=1.000的定常吸流會使原本較為穩(wěn)定的流動分離狀態(tài)產(chǎn)生周期性的渦脫現(xiàn)象,導(dǎo)致水翼的升阻特性變差之外,其余吸流比的定常吸流均能夠有效抑制水翼的流動分離,從而改善其升阻特性。