趙萬里，張利達(dá)

(華北水利水電學(xué)院，河南鄭州450011)

流動控制技術(shù)是目前空氣動力學(xué)研究的重要方向，以Gurney襟翼為代表的流動控制技術(shù)在大型飛機(jī)的流動控制中得到了快速發(fā)展和廣泛應(yīng)用［1－5］.關(guān)于Gurney襟翼在風(fēng)力機(jī)中的應(yīng)用，國外從20世紀(jì)末開始研究，并取得了一定的成果.文獻(xiàn)［6－10］對在傳統(tǒng)翼型NACA0015，NACA0020以及風(fēng)力機(jī)專用翼型NREL S809上加裝不同高度的正常式Gurney襟翼進(jìn)行了試驗(yàn)研究，證實(shí)了Gurney襟翼在減少風(fēng)力機(jī)葉片分離、提高效率方面具有明顯的效果.

國內(nèi)近幾年才開始研究Gurney襟翼在風(fēng)力機(jī)中的應(yīng)用.文獻(xiàn)［11］對大型風(fēng)力機(jī)專用翼型FFAW3-211加裝正常式Gurney襟翼后進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，驗(yàn)證了正常式Gurney襟翼能夠有效提高風(fēng)力機(jī)氣動性能，獲得了襟翼高度對風(fēng)力機(jī)氣動性能的影響規(guī)律，并得出最佳襟翼高度為(1% ～2%)c.文獻(xiàn)［12］通過風(fēng)洞模型實(shí)驗(yàn)，在垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片尾緣加裝不同高度的正常式Gurney襟翼，通過測量風(fēng)力機(jī)功率發(fā)現(xiàn):在垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片尾緣加裝Gurney襟翼能夠提高風(fēng)力機(jī)發(fā)電功率，并探討了Gurney襟翼控制風(fēng)力機(jī)性能的流動機(jī)理.

作者對大厚度、低雷諾數(shù)風(fēng)力機(jī)專用翼型FFA－W3－211加裝縮進(jìn)式Gurney襟翼后進(jìn)行了數(shù)值研究，探討縮進(jìn)式Gurney襟翼對風(fēng)力機(jī)專用翼型氣動性能的影響規(guī)律，并研究了最佳襟翼位置.

1 物理模型及數(shù)值方法

文獻(xiàn)［2，5］的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，加裝Gurney襟翼后只對厚翼型或大后緣角的翼型可在全部攻角范圍內(nèi)提高其升阻比.這里采用大厚度、低雷諾數(shù)的FFA－W3－241翼型，相對厚度 24.1%，相對彎度2.2%，弦長 c=2.2 m，雷諾數(shù) Re=1.5 ×106，來流速度 v=10 m/s.使用 FLUENT6.3.26 求解器，控制方程選為質(zhì)量加權(quán)平均的N－S方程和低雷諾數(shù)SST k－ω湍流模型［12］.

1.1 低雷諾數(shù)SST k－ω湍流模型

SST k－ω模型用一個混合函數(shù)將k－ω和k－ε模型融合.在近壁區(qū)域使用k－ω模型，使計算更加穩(wěn)定精確;在遠(yuǎn)場區(qū)域轉(zhuǎn)變?yōu)閗－ε模型.湍動能k和比耗散率ω的輸運(yùn)方程為:

設(shè)參數(shù) φ(包括 σk，σω，β，β*，γ)的值是兩組參數(shù)值的混合，

應(yīng)用于邊界層計算的常數(shù)φ1為:

應(yīng)用于遠(yuǎn)壁區(qū)域計算的常數(shù)φ2為:

混合函數(shù)F1定義為:

渦黏性系數(shù)為:

1.2 計算網(wǎng)格

使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格剖分計算區(qū)域，干凈翼型網(wǎng)格數(shù)量18.7萬，帶 Gurney襟翼的網(wǎng)格數(shù)量39.1萬.計算域的網(wǎng)格前為30倍弦長，后為40倍弦長，上下各為30倍弦長，第1層網(wǎng)格尺寸1×10－5.計算網(wǎng)格劃分、整體網(wǎng)格以及局部網(wǎng)格分布如圖1所示.

圖1 計算網(wǎng)格及其分布

1.3 邊界條件

計算域上、左和下邊界均采用速度入口邊界條件，計算域右邊界采用壓力出口邊界條件，翼型以及縮進(jìn)式襟翼作為無滑移壁面邊界條件處理.

1.4 求解方法

采用有限體積法離散控制方程，對流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式，壓力速度耦合采用基于壓力的耦合算法處理，離散代數(shù)方程組采用 Gauss－Seidel迭代法求解［12］.

2 計算結(jié)果分析

2.1 襟翼高度對翼型升、阻特性的影響

相同襟翼高度、不同襟翼位置對應(yīng)的升力系數(shù)隨來流攻角的變化曲線如圖2所示.從圖2可以看出，縮進(jìn)式Gurney襟翼同樣會帶來升力系數(shù)的增加，但升力線斜率幾乎沒有變化;失速攻角以后，大多數(shù)襟翼仍然具有較高的升力系數(shù).這種升力的增加主要是由于Gurney襟翼增大了翼型的有效彎度，使上下翼面壓差增大，從而提高升力.不難看出，加裝Gurney襟翼與不加裝Gurney襟翼的翼型處于同一攻角時，前者的有效攻角大于后者，因而升力較后者有所提高.這一結(jié)果與文獻(xiàn)［3］吻合較好.從圖2還可以看出，加裝縮進(jìn)式Gurney襟翼后，改變了翼型尾緣附近繞流，可以增大失速攻角.

圖2 不同襟翼位置下Cl隨AOA的變化曲線

襟翼高度為2%c(c為弦長)對應(yīng)情況下(圖2中g(shù)－2)的翼型升力系數(shù)明顯大于襟翼高度為1%c對應(yīng)情況下(圖2中g(shù)－1)的翼型升力系數(shù).在襟翼高度為2%c時，襟翼位置遠(yuǎn)離翼型尾緣，對應(yīng)的升力系數(shù)反而下降，襟翼位置p=2%c時(對應(yīng)圖2中g(shù)－2－p－2)翼型的升力系數(shù)達(dá)到最大值.

相同襟翼高度、不同襟翼位置時，翼型升阻比隨攻角的變化曲線如圖3所示.從圖3可以看出，實(shí)驗(yàn)與計算結(jié)果(干凈翼型)的升阻比吻合較好;隨著襟翼高度的增加，翼型的升阻比也相應(yīng)增加;隨著襟翼位置遠(yuǎn)離翼型尾緣，翼型升阻比反而下降.從圖3還可以看出，加裝Gurney襟翼后，翼型升阻比均大于干凈翼型的升阻比.這主要是因?yàn)樵诟蓛粢硇臀簿壧幵黾恿薌urney襟翼，能夠有效增加翼型升力，但隨著襟翼位置遠(yuǎn)離翼型尾緣，翼型阻力系數(shù)也逐漸增加，導(dǎo)致升阻比反而下降.結(jié)合升、阻力特性可知，最佳襟翼位置為p=2%c(圖3中對應(yīng)為g－2－p－2).

相同襟翼高度、不同襟翼位置時，翼型俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線如圖4所示.從圖4可以看出，當(dāng)增加襟翼高度時，翼型低頭力矩增加，且襟翼高度越大低頭力矩增加越多，這再次說明Gurney襟翼使得翼型的彎度增加了［3］.

圖3 相同襟翼高度、不同襟翼位置下Cl/Cd隨AOA的變化曲線

圖4 相同襟翼高度下、不同翼型位置Cm隨攻角AOA的變化曲線

2.2 Gurney襟翼位置對翼型流場特性的影響

2.2.1 相同攻角、不同襟翼位置下翼型流場

攻角AOA=0°，不同襟翼位置下翼型尾緣處局部的流場如圖5所示.從圖5可以看出，在來流攻角AOA=0°時，襟翼前方存在一個逆向分離區(qū)，在襟翼后方存在2個反向的渦，并且襟翼和尾緣處形成一個細(xì)長的尾流區(qū);襟翼前方逆向分離區(qū)的漩渦范圍隨著襟翼高度的增加而增加，而襟翼后方尾流區(qū)的范圍均隨著襟翼離開尾緣的距離的增加而增加.

來流攻角AOA=14°，不同襟翼高度下翼型整體流場如圖6所示.

由圖6可知，與干凈翼型相比，隨著襟翼遠(yuǎn)離翼型尾緣距離的增加，翼型上翼面尾緣分離區(qū)面積先減少后增加，并且襟翼后方的尾流區(qū)范圍也相應(yīng)增加.這主要是當(dāng)襟翼距離尾緣不遠(yuǎn)時，由于襟翼的存在，使得翼型上翼面前緣處的流速增加，在向下游流動的過程中，增大了邊界層內(nèi)的速度，提高了邊界層抵抗逆壓梯度的能力，因此使分離泡面積減小甚至消失.然而襟翼后方尾流區(qū)內(nèi)2個反向渦隨著來流攻角的增加，在攻角AOA=12°時，2個反向渦中的下方渦開始破碎，隨著攻角的進(jìn)一步增加，最終達(dá)到完全破碎.在襟翼高度很大的情況下，2個反向渦的下方渦會在尾流區(qū)內(nèi)形成更大的漩渦結(jié)構(gòu)，使得尾流區(qū)范圍增加，進(jìn)而導(dǎo)致整個翼型阻力增加.

2.2.2 相同襟翼高度和位置在不同攻角下翼型流場

襟翼高度h=1%c，襟翼位置p=4%c，不同來流攻角AOA下翼型流線如圖7所示.從圖7可以看出，隨著來流攻角的增加，翼型上翼面靠近尾緣處開始出現(xiàn)分離泡，并且隨著攻角進(jìn)一步增加，分離泡的范圍越來越大.但是與干凈翼型相比，安裝Gurney襟翼后翼型上翼面出現(xiàn)分離泡時的攻角AOA明顯增加，即在相同來流攻角下，安裝Gurney襟翼使得上翼面分離區(qū)面積減少，翼型阻力降低.另外，當(dāng)AOA＞14°以后，襟翼后方的尾流區(qū)范圍開始相應(yīng)增加，原因和圖6中尾流區(qū)范圍增加的原因相同.

圖7 襟翼高度h=2%c，襟翼位置p=4%c，不同AOA下翼型流線圖

2.3 Gurney襟翼位置對翼型表面壓力分布影響

2.3.1 相同襟翼高度和位置、不同角度下的壓力分布

襟翼高度h=1%c，襟翼位置p=2%c時，翼型壓力系數(shù)Cp沿弦長方向的分布隨攻角的變化曲線如圖8所示.由圖8可知，在相同的襟翼高度和位置下，翼型上翼面吸力和下翼面壓力分布隨來流攻角變化明顯.隨著來流攻角的增加，翼型下翼面壓力逐漸增加;翼型上翼面吸力逐漸增加，當(dāng)來流攻角AOA=15°時，翼型上翼面吸力開始下降，翼型中部壓力明顯降低，這是因?yàn)樵贏OA=15°時翼型發(fā)生了失速，使翼型氣動性能明顯下降.

襟翼高度h=1%c，襟翼位置p=2%c，不同來流攻角下翼型壓力等值線如圖9所示.

圖8 h=1%c，p=2%c，不同AOA下Cp分布曲線

圖9 襟翼高度h=1%c，襟翼位置p=2%c，不同來流攻角AOA下壓力等值線圖

由圖9可知，隨著來流攻角的增加，駐點(diǎn)從前緣向翼型下表面移動，翼型上表面負(fù)壓區(qū)明顯增加，上表面前緣吸力增加，翼型下表面壓力也逐漸增加，進(jìn)而使得翼型升力系數(shù)隨著攻角的增加而增加.

2.3.2 相同來流角度，不同襟翼位置的壓力分布

AOA=14°，襟翼角度h=1%c，不同襟翼位置下翼型壓力系數(shù)Cp的分布如圖10所示.由圖10可知，隨著襟翼位置遠(yuǎn)離翼型尾緣，翼型上翼面吸力逐漸降低，下翼面的壓力也逐漸減小，因此會使翼型的總的升力系數(shù)減小.

來流攻角AOA=12°，干凈翼型以及不同襟翼位置下翼型壓力分布等值線如圖11所示.由圖11可知，與干凈翼型的壓力分布相比，隨著襟翼位置遠(yuǎn)離翼型尾緣，翼型上翼面負(fù)壓區(qū)先增加而后減小，因而翼型的總升力先增加后降低，當(dāng)襟翼位置p=2%c時，翼型上翼面負(fù)壓區(qū)范圍最大.

圖10 AOA=14°，襟翼高度 h=1%c，不同襟翼位置的Cp分布

圖11 AOA=12°，h=2%c，不同襟翼位置下翼型壓力等值線圖

3 Gurney襟翼控制流動的機(jī)理探討

由于襟翼的存在增加了尾緣的曲率，導(dǎo)致翼型吸力面尾緣附近的流線向下彎曲，增大了翼型的彎度，增加了典型的環(huán)量，使升力增大.由于襟翼很小，位于邊界層之內(nèi)，因此它不能當(dāng)作突起物.受黏性的作用，使襟翼之后形成了穩(wěn)定的分離泡.該分離泡對翼型后的尾流有一個壓縮作用，使尾流區(qū)變小，進(jìn)而使阻力變小.

由于Gurney襟翼的存在，上翼面前緣附近吸力增加，氣流流經(jīng)翼型上翼面速度增加，氣流在向下游流動時，將提高邊界層抵抗逆壓梯度的能力，進(jìn)而尾緣分離區(qū)面積減少甚至消失.當(dāng)襟翼位置增加到一定情況時，在一定大攻角范圍內(nèi)，襟翼后兩個旋轉(zhuǎn)方向相反的旋渦形成的分離泡下面的那一個會發(fā)生破裂，隨著攻角的進(jìn)一步增加，這個破裂的分離泡會在下游重新生成一個更大的漩渦結(jié)構(gòu)，使得分離區(qū)面積增加，進(jìn)而導(dǎo)致翼型阻力增加.

4 結(jié)語

對風(fēng)力機(jī)專用的大厚度、低雷諾數(shù)翼型加裝縮進(jìn)式Gurney襟翼進(jìn)行了數(shù)值模擬.研究發(fā)現(xiàn)，縮進(jìn)式Gurney襟翼能夠有效控制翼型的氣動性能;加裝縮進(jìn)式Gurney襟翼能夠提高翼型的最大升力，在合適的襟翼位置下能夠降低翼型阻力，提高翼型的升阻比，進(jìn)而提高風(fēng)力機(jī)的氣動性能.研究結(jié)果可為實(shí)際風(fēng)力機(jī)的流動控制提供理論指導(dǎo)和技術(shù)支撐.

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