局部微通道對(duì)NACA翼型空化的抑制

史周浩，施衛(wèi)東，謝占山，陳 成，譚林偉，曹宇鵬，蘇波泳

（南通大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，江蘇南通 226019）

0 引言

空化與空蝕一直是制約流體機(jī)械發(fā)展的難題，盡管學(xué)者與工程人員開展了轉(zhuǎn)輪或翼型的結(jié)構(gòu)參數(shù)的優(yōu)化、增加誘導(dǎo)輪等措施以抑制空化，如鄔偉等［1］在翼型的吸力面上設(shè)置拱弧小凸臺(tái)以用于葉片頭部流動(dòng)控制，驗(yàn)證了阻礙回射流對(duì)云狀空化的抑制作用；SRIJNA等［2-4］對(duì)水翼進(jìn)行了繞流的試驗(yàn)和數(shù)值模擬，獲得了云狀空化的一般特征；程瑜［5］研究了Mekle模型和Schnerr and Sauer模型對(duì)空化流動(dòng)的速度場(chǎng)流場(chǎng)與空泡的影響，發(fā)現(xiàn)Schnerr空化模型與試驗(yàn)結(jié)果較為吻合。王維軍［6］利用翼型頭部的間隙將壓力面的流體引入到吸力面，這一引流方式有效地抑制了空化。孫濤等［7-8］發(fā)現(xiàn)縫隙引流葉輪有很好的抗空化特性，能提高葉輪的水力效率。盡管諸多學(xué)者對(duì)翼型水泵進(jìn)行了空化抑制的研究［9-20］，但是仍未找到應(yīng)對(duì)隨機(jī)工況帶來的空化問題的辦法。為了解決隨機(jī)工況給翼型或者轉(zhuǎn)輪帶來的空化問題，本文選取 Schnerr-Sauer空化模型［5，21-23］，以NACA0012翼型為載體，利用k-ε湍流模型，研究了微通道不同參數(shù)及位置的空化特征，并在易發(fā)生空化的區(qū)域構(gòu)置局部微通道，探索不同參數(shù)結(jié)構(gòu)局部微通道對(duì)控制翼型的抑制效果，研究策略對(duì)于開展隨機(jī)空化的抑制具有重要意義。

1 NACA0012模型

1.1 幾何模型

本文在NACA0012翼型空化位置構(gòu)建局部微通道，并通過微通道壓力為1.0×105Pa的水對(duì)空化區(qū)域進(jìn)行調(diào)壓，翼型及微通道的結(jié)構(gòu)尺寸如圖1所示。

圖1 結(jié)構(gòu)尺寸Fig.1 Structural dimensions

為了研究NACA0012翼型空化時(shí)流場(chǎng)的特征，本文選取的計(jì)算域如圖2所示，即翼型位于上下邊界的中心位置，翼型頭部距進(jìn)水邊3c，進(jìn)水邊包括頭部，上下邊界分別為2.5c，出水邊距離尾緣6c，出水邊為右側(cè)外邊界。

圖2 NACA0012計(jì)算域示意Fig.2 Schematic diagram of NACA0012 computing domain

1.2 網(wǎng)格剖分

網(wǎng)格質(zhì)量與數(shù)量對(duì)計(jì)算結(jié)果具有較大影響，因此翼型計(jì)算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，且對(duì)網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行了加密，并開展了網(wǎng)格無關(guān)性分析，依據(jù)式（1）評(píng)估了翼型的空化數(shù)，結(jié)果見表1。邊界條件不改變的情況下，空化數(shù)不發(fā)生變化，以此來評(píng)定網(wǎng)格無關(guān)性；同時(shí)以下結(jié)果均在同一空化數(shù)進(jìn)行對(duì)比。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)Tab.1 Grid independence test

式中 σ ——空化數(shù)；

p∞——來流壓力，Pa；

pv——飽和蒸汽壓，Pa，pv=3 540 Pa；

ρ ——密度，mg/m3；

U ——無窮遠(yuǎn)處的來流速度，m/s。

從表1中可看出空化數(shù)σ從A2至A4相差在0.2%以下。考慮到時(shí)效，這里選擇A2網(wǎng)格。為了保證壁面函數(shù)對(duì)無量綱y+值的要求，對(duì)翼型近壁面的區(qū)域和尾流區(qū)進(jìn)行局部加密，如圖3所示。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational grids

1.3 邊界條件

翼型來流速度20 m/s，微通道補(bǔ)壓口的壓力為1.01×105Pa，見表2。翼型上部空化區(qū)域微通道直徑大小及其位置，見表3。為了便于不同工況的分析，微通道的命名規(guī)則為：通道位置～通道大小，在如圖1位置0.2c處設(shè)置微通道，微通道直徑為 4 mm，這里記為：20～4。

表2 邊界條件Tab.2 Boundary conditions

表3 求解工況Tab.3 Solution conditions

2 空化模型

鑒于文獻(xiàn)［5，18-20］以及其他相關(guān)研究結(jié)果，Schnerr-Sauer空化模型能夠較為準(zhǔn)確地模擬空化的狀態(tài)，本文采用此空化模型，模型中氣泡團(tuán)的生長和坍塌基于氣泡動(dòng)力學(xué)Rayleigh-Plesset為：

式中 ρm，ρl，ρv—— 混合相密度、液相密度和氣相密度；

αv——?dú)庀囿w積分?jǐn)?shù)；

RB——?dú)馀莅霃健?/p>

3 結(jié)果分析

3.1 翼型空化特征分析

不含微通道的NACA翼型的空化云圖如圖4所示，空化發(fā)生在翼型的上部，始于距離翼型前端0.05c處的上部的近壁面區(qū)域，延續(xù)到翼型的尾部；空化區(qū)域較寬，自空化初生至尾部總長約1.1c，厚度約為翼型厚度的1/3。翼型上部的近壁面大部分區(qū)域空化嚴(yán)重。

圖4 不含微通道的影響空化云圖Fig.4 Cavitation nephogram of original airfoil

鑒于不含微通道的NACA翼型其空化分布區(qū)域較廣，首先在空化初始距離頭部0.05c處，設(shè)置孔徑分別為2，4，6 mm微通道，空化云圖如圖5（a）～（c）所示，把該云圖與不含微通道的翼型的空化云圖進(jìn)行比較，可知“5～”系列的微通道已較好地抑制了空化的規(guī)模，且“5～2”與“5～6”的微通道抑制效果較為突出；盡管5～4的抑制效果相比5～2與5～6的效果較差，但是仍然使空化泡遠(yuǎn)離了近壁面，一定程度上減少了空化泡潰滅對(duì)翼型近壁面的沖蝕破壞。至于微通道的尺寸及其位置“10～2”與“10～4”的空化抑制效果，相比較無微通道的翼型而言，也較好地抑制了空化的規(guī)模；盡管“10～2”存在一個(gè)相對(duì)較大的空化區(qū)域，但已使空化區(qū)域遠(yuǎn)離的NACA翼型的近壁面。這種微通道的布置方式，優(yōu)于“5～”系列的微通道的布置方式。而“15～”與“20～”系列的微通道的布置方式，相同的標(biāo)尺情況下，已觀測(cè)不到局部低壓區(qū)，這充分顯示，這2種布置方式的微通道能很好地抑制空化，一定意義上保護(hù)了翼型免受空蝕的損傷。為了更為細(xì)致地觀測(cè)細(xì)微的空化分布，對(duì)圖5（f）～（i）云圖標(biāo)尺的尺度值進(jìn)行了調(diào)整，細(xì)微的空化分布如圖6所示，由圖可知，“15～”空化的區(qū)域位于翼型的尾部，且分布的區(qū)域較小。“20～”系列翼型的空化區(qū)域，可認(rèn)為完全消失，即空化得到了完全抑制。

圖5 NACA翼型的空化云圖Fig.5 Cavitation nephogram of NACA airfoil

圖6 “15～”與“20～”空化云圖Fig.6 “15～” and “20～” cavitation nephograms

以上分析可知：在表3工況下，0.15c處及以后的位置設(shè)置調(diào)壓微通道，無論孔徑為2 mm，還是4 mm，空化抑制效果均較顯著。而0.05c以及0.1c位置的微通道（2，4，6 mm）的翼型的流場(chǎng)，與繞原始翼型流場(chǎng)仿真相比較，空化規(guī)模也得到了較好的抑制，同時(shí)使空化區(qū)域遠(yuǎn)離了近壁面。

3.2 翼型的壓力速度矢量圖

對(duì)于“5～4”翼型的微通道分析壓力速度矢量圖中發(fā)現(xiàn)，盡管圖7中“5～4”翼型的微通道一定程度抑制了空化，但是在微通道的下游區(qū)域存在一個(gè)明顯大渦（如圖7所示），且渦中心遠(yuǎn)離近壁面區(qū)域，這是由于翼型微通道的下游近壁面存在的逆向流大于來流速度導(dǎo)致的，渦形狀與空化區(qū)域存在一致性如圖5（b）所示。

圖7 微通道“5～4”的壓力流場(chǎng)Fig.7 Flow field of microchannel“5～4”

同時(shí)，在微通道下游的近處有一個(gè)小渦，且貼近翼型壁面。2個(gè)渦旋向相同，且渦之間存在一個(gè)局部凸起的高壓區(qū)，高壓區(qū)處在渦的交匯處中部，這種情形是有2種不同的來流速度及其渦造成的。大渦與小渦均位于2個(gè)來流交匯處的下方。這種處在兩個(gè)漩渦之間的局部高壓區(qū)，同樣存在于“10～”、“15～”與“20～”的微通道的近壁面。微通道的出口的處局部高壓是由于2個(gè)相對(duì)垂直的來流碰撞的結(jié)果導(dǎo)致的。盡管微通道的進(jìn)口速度方向與來流速度也存在一定非90夾角的情況，高壓區(qū)的位置分布為微通道的出口的邊沿、或者偏離微通道的中心，但是微通道的高壓區(qū)是由于2種不同速度的來流造成的。

3.3 翼型的湍動(dòng)能分析

由翼型的湍流動(dòng)能云圖（圖8）可知，僅有“5～6”微通道的翼型湍動(dòng)能小于不含微通道的翼型的湍動(dòng)能，從抑制空化規(guī)模與翼型的水動(dòng)力特性而言，“5～6”微通道的翼型能很好地滿足經(jīng)濟(jì)與安全性能。其余微通道翼型的湍流動(dòng)能均大于不含微通道的翼型湍流動(dòng)能，從能量捕獲角度分析，這些微通道降低了翼型的經(jīng)濟(jì)效益。

圖8 帶有微通道NACA翼型湍動(dòng)能云圖Fig.8 Turbulent kinetic energy nephogram of NACA airfoil with microchannel

3.4 翼型近壁面的壓力變化分析

圖9示出了距離翼型頭部0.05c，0.10c，0.15c，0.20c位置上不同微通道直徑表面壓力曲線。圖9中曲線0-0為未開孔對(duì)照組，未開孔翼型在位置0.05c～0.30c處是低壓區(qū)，在位置0.30c后壓力呈現(xiàn)緩慢增加，在位置0.05c之前翼型壓力下降迅速，0.05c～0.30c為空化初生部分，與空化云圖相符。對(duì)于圖 9（a）而言，“5～4”翼型的近壁面不同位置壓力波動(dòng)較大，與不帶微通道的翼型近壁面壓力相比，在約0.35c處以后翼型近壁面的壓力低于原翼型。“5～2”與“5～6”近壁面的壓力波動(dòng)基本與“0～0”翼型的變化趨勢(shì)吻合，但“5～6”翼型近壁面的壓力變化趨勢(shì)十分貼近“0～0”翼型變化趨勢(shì)。對(duì)于圖9（b）而言，“10～4”翼型在0.15c～0.30c之間與原始翼型同為低壓空化區(qū)，在0.30c之后壓力回調(diào)狀態(tài)與原始翼型趨勢(shì)相近；而“10～2”翼型近壁面壓力與“0～0”翼型近壁面壓力相比較，僅在0.05c之前近壁面壓力存在相似的變化趨勢(shì)，之后呈現(xiàn)波動(dòng)，在0.60c之后呈現(xiàn)快速下降的趨勢(shì)。圖9（c）示出了“15～4”與“15～2”翼型近壁面的壓力僅僅在0.10c處存在較大差異，其余部位壓力的變化趨勢(shì)存在相似，但2個(gè)翼型近壁面均與“0～0”翼型近壁面的壓力變化趨勢(shì)存在較大差異。圖9（d）中“20～4”與“20～2”翼型在0.30c之后的近壁面的壓力變化趨勢(shì)重合，而在0.25c～0.05c之間近壁面壓力變化趨勢(shì)存在較大差異；在0.05c之前近壁面壓力趨勢(shì)相同。綜上所述，與翼型相比，僅從抑制空化的效果而言，微通道“15～”以及“20～”的翼型均能近100%的抑制空化；而微通道“5～”系列與“10～”系列翼型也能很好的抑制規(guī)模；從結(jié)構(gòu)空蝕破壞角度分析，微通道能一定程度使翼型免遭空蝕對(duì)翼型近壁面大規(guī)模的破壞。從翼型的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及翼型湍動(dòng)能角度分析，微通道“5 ～6”翼型能很好的滿足抑制空化及其翼型的水動(dòng)力特性。

圖9 不同位置不同微通道直徑近壁面壓力曲線Fig.9 Near wall pressure graph of different microchannel diameters at different positions

4 結(jié)論

（1）在翼型的0.15c～0.20c及以后的位置構(gòu)置微通道調(diào)壓，能顯著抑制翼型上部低壓區(qū)的存在，即能消除空化發(fā)生的環(huán)境；在翼型0.05c～0.10c位置構(gòu)置微通道，空化的抑制規(guī)模與未構(gòu)置微通道的翼型空化規(guī)模相比可以減少50%以上。

（2）翼型“5～6”的近壁面壓力波動(dòng)最吻合原始翼型，同時(shí)該微通道的翼型湍流強(qiáng)度最小。

（3）含有微通道的翼型，易在微通道進(jìn)口及其進(jìn)口的下部區(qū)域形成局部高壓；且在微通道的來流后方近壁面易產(chǎn)生渦流。