翼型結(jié)構(gòu)邊界層吹氣控制的數(shù)值研究

張志強,崔 可,賀雅婷（.中國華能集團公司邯峰發(fā)電廠,河北 邯鄲 056000；.中鐵電氣工業(yè)有限公司,河北 保定 0700；.河北省邯鄲市傳染病醫(yī)院體檢中心,河北 邯鄲 056000）

翼型結(jié)構(gòu)邊界層吹氣控制的數(shù)值研究

張志強1,崔 可2,賀雅婷3
（1.中國華能集團公司邯峰發(fā)電廠,河北 邯鄲 056000；2.中鐵電氣工業(yè)有限公司,河北 保定 071003；3.河北省邯鄲市傳染病醫(yī)院體檢中心,河北 邯鄲 056000）

摘 要：翼型工作時，流體流道的幾何形狀因翼型而發(fā)生的改變會使流體運動速度的大小和方向發(fā)生改變，從而產(chǎn)生流動分離。流動分離產(chǎn)生的沖擊會造成流動損失。通過長期以來的研究，研究者們發(fā)現(xiàn)層流流動控制技術(shù)能夠有效地減阻，解決失速問題。本文利用FLUENT軟件，對已建立的翼型模型進行開縫處理，研究其對應(yīng)的流場特性和氣動性能。結(jié)果表明：開縫的層流控制方法能夠有效的減阻，改善翼型氣動性能。

關(guān)鍵詞：翼型；邊界層；吹氣控制；開縫；數(shù)值模擬

0 引言

眾所周知，翼型結(jié)構(gòu)在國民生產(chǎn)生活中有著廣泛的應(yīng)用，一方面，我們需要利用流體通過翼型結(jié)構(gòu)來獲得能量[1]；在另一些方面，我們希望盡量減小流體通過翼型結(jié)構(gòu)時產(chǎn)生的阻力，以節(jié)省能源、穩(wěn)定翼型結(jié)構(gòu)的工作狀態(tài)[2-3]。人們發(fā)現(xiàn)，當(dāng)翼型前來流方向(即攻角)大于某一值(即臨界攻角)時，穩(wěn)定壓力面的繞流流場將會發(fā)生非定常分離和失速，翼型的升力系數(shù)突然降低，阻力系數(shù)迅速增大。就目前而言，在眾多的減阻控制技術(shù)中，層流流動控制是一項非常有效的減小摩擦阻力的控制技術(shù)，它通過采取控制措施抑制邊界層內(nèi)部各種不穩(wěn)定擾動的發(fā)展和放大,使失穩(wěn)的邊界層變得穩(wěn)定，從而延遲邊界層轉(zhuǎn)捩的發(fā)生。因此，將翼型開縫吹氣技術(shù)應(yīng)用于改善翼型氣動特性有重要的意義。

1　計算模型和數(shù)值計算方法

對G4-73No.8D翼型進行了等比例的縮小，翼型弦長C=20cm。設(shè)定計算域四周邊界距翼型表面的距離均為15倍。為了在滿足計算精度的前提下盡可能減少網(wǎng)格數(shù)量，提高計算效率，翼型附近網(wǎng)格加密處理如圖1所示，網(wǎng)格由翼型表面向四周擴散。

本文以FLUENT軟件作為流場求解器，采用雷諾時均守恒Navier-Stokes方程。湍流模型選取Realizable k-ε兩方程模型。入口邊界設(shè)置為速度進口邊界條件，并給定初始湍流參數(shù)。出口邊界設(shè)置為壓力出口，翼型表面采用無滑移邊界條件。

2　數(shù)值模擬結(jié)果

2.1 開縫前的模擬

空氣來流速度為50m/s，攻角為-30°時模擬得到的翼型附近的速度分布云圖如2圖所示：

速度分布云圖

由圖2可以看出，在-30°這樣一個較大的攻角下，風(fēng)機翼型腹面形成旋渦從前緣開始幾乎已經(jīng)占據(jù)整個翼型，在翼型表面產(chǎn)生了滯至流體區(qū)域，且隨著氣流流向，滯止區(qū)域逐漸增大，從而排擠上游來流，使整個邊界層發(fā)生分離；同時可以看出，在滯止區(qū)域內(nèi)有較大的漩渦產(chǎn)生，這些現(xiàn)象都極不利于葉片的氣動特性，會對葉片本身的升阻力產(chǎn)生較大影響。

經(jīng)分析可知，在攻角較小時，翼型壁面附近的流場都處于順壓梯度(dp/dx＜0)區(qū)，此時，由于順壓差和層外勢流的加速，邊界層內(nèi)的流體始終保持向下游流動，流體質(zhì)點沿翼型表面前進不會停滯，也不會出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。而在攻角較大時，翼型壁面附近的流場就會出現(xiàn)逆壓梯度(dp/dx＞0)區(qū)，逆壓差和層外勢流的減速使得邊界層中流動減速，邊界層內(nèi)滯止區(qū)域增大，使得壓強升高，滯止流體發(fā)生回流，在邊界層內(nèi)形成渦流。

2.2 開縫處理及模擬結(jié)果分析

由圖2所表現(xiàn)的翼型的大攻角繞流速度分布可以看出，在此工況下在翼型壓力面處的流體微團流速很小，并且具有很高的壓力。故確定開縫方案為：前緣端開縫位置為翼型幾何弦長2%處，在翼型壓力面，為來流進口端；尾緣端開縫位置為翼型幾何弦長70%處，在翼型吸力面，為流體出口端；開縫寬度為1mm。網(wǎng)格劃分方案為，對開縫內(nèi)部采用尺寸函數(shù)加密；在外部流場與開縫入口出口相接區(qū)域內(nèi)，由于流體流速流向發(fā)生較大變化，也采用尺寸函數(shù)進行加密，并采用自適應(yīng)網(wǎng)格進行修正；對于其他邊界層部分及遠(yuǎn)場計算域的網(wǎng)格劃分，均參照未開縫模型進行。

風(fēng)機開縫翼型在來流速度為50m/s時的模擬結(jié)果如圖3所示：

對圖2與圖3做比較分析，可以發(fā)現(xiàn)，在相同攻角下，開縫風(fēng)機翼型的渦流區(qū)域明顯減小，而且攻角越大，減小效果越明顯。開縫使得壓力面的高壓流體經(jīng)過直接由吸力面吹出，吹出的氣流不僅破壞了物面的連續(xù)性，限制了邊界層的發(fā)展，而且通過開縫縫隙的氣流的吹除作用，使得渦流能夠迅速脫落，從而減少了滯止流體的數(shù)量，減小了渦流區(qū)的面積。翼型開縫后壓力面與吸力面的壓力差較開縫前大大的減小。此時高壓流體通過縫隙自行進入低壓處，起到了類似于平衡孔的作用，有效的改善了翼型在惡劣工況下的氣動性能。但同時可以看到，由于開縫位置的相對固定，單個模型對于翼型升阻力的影響規(guī)律可能并不明確。已圖3為例，盡管開縫平衡了壓力面和吸力面的壓力，也限值了吸力面后半段滯止區(qū)域的過分發(fā)展，但由于攻角較大，在翼型前段就已經(jīng)發(fā)生較大區(qū)域的邊界層分離與流體滯止，因而使得開縫后的吸力面出現(xiàn)了多個不均勻的渦流區(qū)，且可以推斷隨著時間變化，這些渦流區(qū)將不停的發(fā)生變化，這一現(xiàn)象很不利于翼型升阻力的優(yōu)化。所以對于開縫方案對升阻力的影響規(guī)律還需進一步研究和分析。

參考文獻(xiàn)：

[1]楊科，王會社，徐建中等.開縫式風(fēng)力機靜態(tài)失速特性的研究[J].工程熱物理學(xué)報,2008,29(01):32-35.

[2]胡丹梅，李佳，閆海津.水平軸風(fēng)力機翼型動態(tài)失速的數(shù)值模擬[J].中國電機工程學(xué)報,2010,30(20):106-111.

[3]DENNIS E. CULLEY. Compressor performance enhanced by active flow control over stator vanes [R]. NASAPTM- 2003-212236, 2003.

作者簡介：張志強(1986-)，男，河北衡水人，本科，助理工程師，研究方向：火電廠機組節(jié)能降耗改造研究。