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    高速列車車頂–升力翼組合體氣動(dòng)特性

    2023-03-21 01:41:06高建勇張軍倪章松周鵬朱彥王成強(qiáng)高廣軍
    實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2023年1期
    關(guān)鍵詞:來流車頂迎角

    高建勇,張軍,*,倪章松,周鵬,朱彥,王成強(qiáng),高廣軍

    1.成都流體動(dòng)力創(chuàng)新中心,成都 610072

    2.中車長春軌道客車股份有限公司,長春 130062

    3.中南大學(xué)交通運(yùn)輸工程學(xué)院 軌道交通安全教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,長沙 410075

    0 引言

    中國高速列車運(yùn)行速度不斷提高,目前“復(fù)興號(hào)”運(yùn)行速度已達(dá)350 km/h。若高速列車在400~500 km/h 速度區(qū)間運(yùn)行,還能進(jìn)一步縮短城市群通行的時(shí)空距離。為在提升列車運(yùn)行速度的同時(shí)降低整體能耗和全生命周期成本,有學(xué)者提出在列車車頂布置升力翼提供升力,以達(dá)到等效減重的目的。

    王瑞東等[1]針對升力翼進(jìn)行了翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)及布局初步設(shè)計(jì),使翼型升力系數(shù)上升了14.06%。國內(nèi)外學(xué)者對翼型的氣動(dòng)特性開展了大量研究。Sheldahl 等[2]通過風(fēng)洞試驗(yàn)測試了7 種標(biāo)準(zhǔn)翼型在0°~180°迎角下的氣動(dòng)力,給出各翼型升力系數(shù)隨迎角的變化情況。McAlister 等[3]在風(fēng)洞中對二維和三維NACA0015 翼型表面壓力分布、速度分布等進(jìn)行了研究。Joslin 等[4]對風(fēng)洞環(huán)境下的NACA0015 翼型進(jìn)行了數(shù)值仿真研究,并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比,指出兩者的差異主要是由翼型的氣流分離位置差異所導(dǎo)致。Lee 等[5]對不同迎角下NACA0015 翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值仿真研究,發(fā)現(xiàn)該翼型在10°以上迎角即出現(xiàn)失速現(xiàn)象,還討論了數(shù)值仿真中y+值對升力、壓力的影響。Ahmed 等[6]在風(fēng)洞中對二維NACA4412 翼型在不同迎角、不同飛高(升力翼與車頂之間的距離)時(shí)的升力和阻力變化規(guī)律進(jìn)行了研究,發(fā)現(xiàn)翼型在各迎角下靠近地面都會(huì)導(dǎo)致上表面的吸力損失。Singh[7]采用JavaFoil 對幾種翼型在來流馬赫數(shù)Ma=1 條件下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究,得到了氣動(dòng)特性較優(yōu)的翼型。Gerakopulos 等[8]對低雷諾數(shù)下NACA0018 翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究,詳細(xì)分析了不同迎角下的翼型升力線變化。

    升力翼氣動(dòng)特性直接影響高速列車等效減重效果。本文采用數(shù)值仿真方法對飛高、來流速度、迎角等設(shè)計(jì)參數(shù),以及車–翼連接桿對升力翼氣動(dòng)性能的影響進(jìn)行研究,為高速列車升力翼設(shè)計(jì)及其風(fēng)洞試驗(yàn)方案提供參考。

    1 數(shù)值計(jì)算模型

    1.1 流動(dòng)控制方程

    在直角坐標(biāo)系中,三維可壓縮黏性流體運(yùn)動(dòng)可由控制方程描述[9-12]。連續(xù)性方程為:

    動(dòng)量方程:

    能量方程:

    湍動(dòng)能方程:

    湍動(dòng)能耗散率方程:

    式中:μt=ρcμε2/k 為湍流黏性系數(shù);cμ、c1、c2、σk、σε為常數(shù);ρ為氣體密度;μ為動(dòng)力黏性系數(shù);k 為湍動(dòng)能;ε為湍動(dòng)能耗散率;U為模型周圍流場速度矢量;ui、uj為速度分量;Gk=0.5(?ui/?xj+?uj/?xi);R 為摩爾氣體常數(shù);焓h=e+0.5U2+p/ρ,e 為內(nèi)能,p 為壓強(qiáng)。

    1.2 氣動(dòng)仿真模型

    仿真模型由翼型、車–翼連接桿和簡化車頂組成。翼型弦長C=500 mm,展長為7C。簡化車頂模型高1.2C,長9.6C,前后緣為圓角;車–翼連接桿為等截面直桿,橫截面采用NACA0012 翼型,寬0.5C;升力翼和車頂之間的距離定義為飛高H。圖1 和2 分別給出了模型的主要尺寸和計(jì)算域幾何參數(shù)。計(jì)算域?qū)?4C,高18C;其入口距離模型12C,出口距離模型18C,兩側(cè)距離模型9C。

    圖1 模型尺寸Fig.1 The size of model

    圖2 計(jì)算域Fig.2 Computational domain

    計(jì)算域內(nèi)網(wǎng)格尺寸在0.1~500.0 mm 范圍內(nèi),升力翼和車–翼連接桿表面網(wǎng)格尺寸在0.2~8.0 mm范圍內(nèi);車頂面網(wǎng)格最大尺寸為40 mm,地面網(wǎng)格最大尺寸為100 mm;計(jì)算域入口和出口網(wǎng)格最大尺寸為250 mm,兩側(cè)和頂面網(wǎng)格最大尺寸為500 mm。圖3 為網(wǎng)格分布示意圖。

    圖3 網(wǎng)格分布Fig.3 Mesh distribution

    為獲得準(zhǔn)確的氣動(dòng)數(shù)據(jù),在升力翼、車–翼連接桿和地面附近分別建立密度盒,并建立一個(gè)包裹升力翼和車–翼連接桿的大密度盒,如圖4所示??臻g網(wǎng)格最大尺寸為500 mm,在計(jì)算域地面、簡化車頂、車–翼連接桿和升力翼的表面添加10 層邊界層網(wǎng)格,網(wǎng)格第一層高度為0.3 mm,增長率為1.2;空間體采用六面體網(wǎng)格。計(jì)算域入口和出口采用壓力遠(yuǎn)場,給定馬赫數(shù);為模擬真實(shí)風(fēng)洞環(huán)境,計(jì)算域地面、兩側(cè)和頂面均采用固定壁面;車頂、升力翼和車–翼連接桿同樣采用固定壁面。

    圖4 空間密度盒Fig.4 Density box

    采用壓力基求解穩(wěn)態(tài)流場,湍流模型選擇Realizable k–ε模型,增強(qiáng)壁面函數(shù)。求解方法中,速度壓力耦合選擇SIMPLE 格式;空間離散格式中,壓力選擇Standard 格式,密度、動(dòng)量、湍動(dòng)能、湍流耗散率及能量采用Second Order Upwind 格式[13-14]。

    在自由來流條件下,本文對單個(gè)翼型在不同迎角下的氣動(dòng)力進(jìn)行了數(shù)值仿真,并與NASA 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[15]進(jìn)行對比。具體研究工作可參閱文獻(xiàn)[1]。

    1.3 空間網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

    為保證計(jì)算結(jié)果不受網(wǎng)格影響,通過改變空間密度盒內(nèi)網(wǎng)格的最大尺寸,建立了粗、中、細(xì)等3 種不同尺寸的網(wǎng)格模型,其網(wǎng)格量分別為3.16×106、4.57×106和7.56×106。網(wǎng)格模型具體數(shù)據(jù)見表1。

    表1 密度盒網(wǎng)格尺寸Table 1 Density box mesh size

    來流速度v=110 m/s 時(shí),以數(shù)值方法分析各網(wǎng)格模型下的升力翼氣動(dòng)力。在粗、中、細(xì)網(wǎng)格模型下,升力翼升力分別為10 144.4、10 859.1 和10 862.5 N。與細(xì)網(wǎng)格模型相比,中、粗網(wǎng)格模型計(jì)算升力的誤差分別約為6.61%和0.03%,故后文均采用中網(wǎng)格模型進(jìn)行升力翼氣動(dòng)特性研究。

    2 仿真結(jié)果與分析

    使用有車–翼連接桿模型和無車–翼連接桿模型(無車–翼連接桿模型即移除車–翼連接桿、僅保留升力翼及簡化車頂?shù)哪P停瑢Σ煌铅?、不同來流速度v、不同飛高H 的升力翼氣動(dòng)特性進(jìn)行仿真研究,研究工況如表2所示(共計(jì)54 組工況)。

    表2 仿真工況Table 2 Numerical simulation case

    2.1 升力翼周圍的流場特征

    為分析升力翼基本流場特征,圖5 和6 給出了模型縱向?qū)ΨQ面的速度和壓力分布云圖(v=140 m/s,H=3C,α=12°)。在簡化車頂?shù)纳嫌魏拖掠?,流場表現(xiàn)為高壓低速;而在簡化車頂?shù)那熬壓秃缶壍菇俏恢?,流場表現(xiàn)為低壓高速,前緣產(chǎn)生的低壓高速氣流還會(huì)使升力翼和連接桿局部區(qū)域的流場速度較來流速度偏大。升力翼上表面空間流場表現(xiàn)為低壓高速,而下表面空間流場表現(xiàn)為高壓低速;升力翼上表面氣流在后緣附近分離,使后緣附近壓力逐漸增大。

    圖5 縱向?qū)ΨQ面速度云圖Fig.5 Velocity nephogram of longitudinal symmetry plane

    圖6 縱向?qū)ΨQ面壓力云圖Fig.6 Pressure nephogram of longitudinal symmetry plane

    車–翼連接桿連接升力翼和簡化車頂,同樣對流場結(jié)構(gòu)有較大影響。為明確車–翼連接桿對周圍流場的擾動(dòng)規(guī)律,將車頂上方1C、2C 和2.8C 處的水平面分別命名為Z1、Z2 和Z3,這3 個(gè)水平面內(nèi)車–翼連接桿周圍的速度和壓力如圖7所示(v=140 m/s,H=3C,α=12°)。

    圖7 車–翼連接桿不同高度的流場Fig.7 Flow field of train-wing connection rod at different heights

    車–翼連接桿是橫截面為NACA0012 翼型的等截面直桿,其周圍流場受到升力翼和簡化車頂?shù)墓餐绊憽_B接桿兩側(cè)流場表現(xiàn)為低壓高速,而其上游和下游則表現(xiàn)為高壓低速。結(jié)合圖5~7 可以看出:從Z1 平面至Z3 平面,車–翼連接桿周圍的氣流速度逐漸減小,一方面是由于簡化車頂前緣上方的高速氣流團(tuán)的速度隨著高度增大而減小,另一方面是由于升力翼下方出現(xiàn)一個(gè)低速氣流團(tuán);在壓力分布上,由于簡化車頂上方表現(xiàn)為低壓,升力翼下方表現(xiàn)為高壓,故隨著高度增大,連接桿兩側(cè)的壓力逐漸增大,而連接桿上游和下游的低壓區(qū)逐漸減小。

    2.2 車–翼連接桿與升力翼的相互干擾

    車–翼連接桿將升力翼的氣動(dòng)力傳遞至列車上,是升力翼系統(tǒng)的關(guān)鍵組成部分。但車–翼連接桿暴露在自由來流中,不可避免地會(huì)對升力翼氣動(dòng)特性產(chǎn)生一定影響。圖8 為有/無車–翼連接桿工況下的模型縱向?qū)ΨQ面速度流場,圖9 為有/無車–翼連接桿的升力翼表面壓力云圖對比(v=140 m/s,H=3C,α=12°)。車–翼連接桿對升力翼的影響集中于升力翼下表面,由于車–翼連接桿周圍氣流速度比自由來流低,車–翼連接桿兩側(cè)空間表現(xiàn)為高壓,使得升力翼和車–翼連接桿的連接位置周邊壓力局部增強(qiáng)。氣流在車–翼連接桿后緣分離,車–翼連接桿后緣區(qū)域表現(xiàn)為正壓;同時(shí),在升力翼下表面高壓區(qū)影響下,連接桿后緣區(qū)域尤其是靠近升力翼的部分表現(xiàn)為高壓,而車–翼連接桿后緣中部區(qū)域則表現(xiàn)為低壓。

    圖8 縱向?qū)ΨQ面速度分布Fig.8 Velocity nephogram of longitudinal symmetry plane

    圖9 模型壓力云圖對比Fig.9 Model pressure nephogram comparison

    表3 和4 給出了H=3C 時(shí)不同迎角和來流速度下的升力翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)。氣動(dòng)系數(shù)Cp為:

    表3 升力翼升力系數(shù)Table 3 Lift wing lift coefficient

    式中:F 表示相應(yīng)的升力或阻力,v 為來流速度,ρ為空氣密度,A 為參考面積。計(jì)算升力系數(shù)時(shí),A 取垂直方向投影面積,約1.604 m2;計(jì)算阻力系數(shù)時(shí),A 取來流方向的投影面積,約0.473 m2。

    表4 升力翼阻力系數(shù)Table 4 Lift wing drag coefficient

    從表3 和4 可以看出,車–翼連接桿對升力翼升力系數(shù)影響最大約0.03,對應(yīng)的升力影響在3.7%左右;車–翼連接桿對阻力系數(shù)影響最大約0.01,對應(yīng)的阻力影響在3.4%左右。這表明車–翼連接桿對升力翼氣動(dòng)性能影響很小,在對升力翼氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行研究時(shí),可不考慮車–翼連接桿的影響。在升力翼飛高為2C 和1C 時(shí),車–翼連接桿對升力翼氣動(dòng)性能的影響類似。

    2.3 升力翼飛高對氣動(dòng)特性的影響

    表5 給出了α=12°時(shí)不同飛高和來流速度下的升力翼升力。從表5 可以看出,在不同來流速度下,隨著升力翼飛高增大,升力有減小的趨勢。與H=1C 時(shí)相比,H=3C 時(shí)的升力僅減小約3%,表明單個(gè)升力翼升力受飛高影響較小。從圖7 可以看出,H=1C 時(shí),升力翼周圍氣流速度比H=3C 時(shí)高,使得飛高較低的升力翼升力更大。升力翼上表面負(fù)壓和下表面正壓是升力的主要來源。圖10 給出了不同飛高(1C 和3C)下的流場縱向?qū)ΨQ面壓力分布云圖(v=110 m/s)。與H=3C 時(shí)的壓力分布相比,當(dāng)H=1C 時(shí),升力翼上表面負(fù)壓區(qū)和車頂負(fù)壓區(qū)相連接,升力翼下表面正壓區(qū)面積明顯增大。

    表5 升力翼升力Table 5 Lift force of lift wing

    圖10 不同飛高下的流場縱向?qū)ΨQ面壓力云圖Fig.10 Pressure nephogram of longitudinal symmetry plane at different fly heights

    2.4 來流速度對升力翼氣動(dòng)特性的影響

    取來流速度v 在60~140 m/s 范圍內(nèi),對有車–翼連接桿、H=3C、α=12°時(shí)的升力翼氣動(dòng)力進(jìn)行仿真研究,得到氣動(dòng)系數(shù)隨v 的變化規(guī)律。圖11 為不同來流速度下的升力翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化情況。隨著v 增大,升力系數(shù)先增大后減小,當(dāng)v 達(dá)到90 m/s 以上時(shí),升力系數(shù)穩(wěn)定在1.62 左右;阻力系數(shù)隨速度增大而增大,當(dāng)v 達(dá)到90 m/s 以上時(shí),阻力系數(shù)穩(wěn)定在0.61 左右。

    圖11 升力翼氣動(dòng)系數(shù)隨速度的變化Fig.11 Variation of aerodynamic coefficients of lift wing with velocity

    值得注意的是,當(dāng)v 從80 m/s 增大至90 m/s,升力系數(shù)迅速減小,而阻力系數(shù)迅速增大。為分析氣動(dòng)系數(shù)變化原因,在圖12 中進(jìn)行了升力翼氣流分離點(diǎn)對比:當(dāng)v=90 m/s 時(shí),升力翼上表面尾緣的氣流分離點(diǎn)比v=80 m/s 時(shí)有所提前。氣流提前分離,使該區(qū)域出現(xiàn)吸力損失,從而導(dǎo)致升力翼升力系數(shù)減小和阻力系數(shù)增大。

    圖12 升力翼氣流分離點(diǎn)對比Fig.12 Comparison of lift wing air flow separation points

    受風(fēng)洞試驗(yàn)最大風(fēng)速限制,通常無法模擬真實(shí)條件下的風(fēng)速。本節(jié)研究表明,升力翼模型在v=90 m/s 以上時(shí)進(jìn)入自模擬區(qū),以弦長C 為特征長度計(jì)算的雷諾數(shù)約為3.1 × 106,可為風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)提供參考。

    2.5 迎角對氣動(dòng)特性的影響

    在有車–翼連接桿、H=3C、v=110 m/s 條件下,對不同迎角的升力翼進(jìn)行數(shù)值仿真。圖13(a)為迎角定義示意圖,取翼型截面前緣A 點(diǎn)和尾緣B 點(diǎn),定義A、B 兩點(diǎn)之間連線和水平面的夾角為迎角α。圖13(b)和(c)分別為不同迎角下的升力翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化情況,升力系數(shù)和阻力系數(shù)采用式(6)計(jì)算。從圖13 可以看出:隨著迎角增大,升力系數(shù)先增大后減小,最大值出現(xiàn)在α=22°時(shí),即該翼型在α=22°以上時(shí)出現(xiàn)失速。

    圖13 迎角對氣動(dòng)系數(shù)的影響Fig.13 Influence of attack angle on aerodynamic coefficient

    3 結(jié)論

    本文采用數(shù)值仿真方法研究了車–翼連接桿、來流速度、升力翼飛高及迎角對升力翼氣動(dòng)特性的影響,得到如下結(jié)論:

    1)車–翼連接桿和升力翼的流場存在相互影響,但車–翼連接桿對升力翼的升力和阻力影響較小,分別在3.7%和3.4%以內(nèi)。

    2)在車頂前緣引起的高速氣流影響下,在3 倍弦長飛高范圍內(nèi),當(dāng)升力翼飛高增大時(shí),升力有減小的趨勢。當(dāng)迎角為12°時(shí),升力翼在1 倍弦長飛高和3 倍弦長飛高的升力差在3%以內(nèi)。

    3)隨著來流速度增大,升力翼升力系數(shù)先增大后減小,當(dāng)來流速度達(dá)到90 m/s 以上時(shí),升力系數(shù)穩(wěn)定在1.62 左右;阻力系數(shù)不斷增大,當(dāng)來流速度達(dá)到90 m/s 以上時(shí),阻力系數(shù)穩(wěn)定在0.61 左右。

    4)迎角在0°~22°時(shí),升力翼升力系數(shù)隨迎角增大而增大;迎角達(dá)到22°以上時(shí),升力系數(shù)開始下降。

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