曹利剛

(楊凌職業(yè)技術(shù)學(xué)院, 陜西 楊凌 712100)

1 前 言

風(fēng)力機(jī)翼型的氣動(dòng)特性可以通過(guò)數(shù)值模擬和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法得到,隨著流體力學(xué)和計(jì)算機(jī)的快速發(fā)展,數(shù)值模擬方法已經(jīng)成為一種常見(jiàn)的優(yōu)化方法。與風(fēng)洞試驗(yàn)相比,數(shù)值模擬主要體現(xiàn)出適應(yīng)性強(qiáng)、成本低、用時(shí)短等優(yōu)點(diǎn),但數(shù)值模擬依賴于實(shí)驗(yàn)觀測(cè)和理論分析。

2 網(wǎng)格劃分方法

數(shù)值計(jì)算結(jié)果主要取決于網(wǎng)格劃分質(zhì)量的好與壞,網(wǎng)格點(diǎn)的布局是網(wǎng)格生成的關(guān)鍵[1]。對(duì)于不規(guī)則邊界非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)絡(luò)適應(yīng)性強(qiáng),但是節(jié)點(diǎn)位置不能用一個(gè)固定的法則有序命名,網(wǎng)格生成的時(shí)間長(zhǎng),計(jì)算量大,離散方程求解速度很慢。對(duì)于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)絡(luò),對(duì)計(jì)算區(qū)域的幾何形狀要求較多,單系統(tǒng)中的節(jié)點(diǎn)排列很有規(guī)律,相鄰點(diǎn)之間的關(guān)系清晰。本文利用HyperMesh軟件生成C型二維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格并延展向延伸生成三維網(wǎng)格。

設(shè)計(jì)的弦長(zhǎng)為1 m,以翼型的前緣頂點(diǎn)為中心,左邊區(qū)域選為半徑是12.5 m的半圓,右邊區(qū)域選為長(zhǎng)25 m,寬20 m的長(zhǎng)方形,延展向的厚度為10 cm。在翼型上共布置162個(gè)點(diǎn),上、下表面各81個(gè),上、下表面法向方向都布置50個(gè)節(jié)點(diǎn),尾流方向布置60個(gè)節(jié)點(diǎn),展向方向布置3個(gè)節(jié)點(diǎn),平行網(wǎng)格尺寸是垂直網(wǎng)格尺寸的10倍。

對(duì)于二維流場(chǎng),進(jìn)口處的給定風(fēng)速為邊界條件,出口處的壓力為邊界條件,翼型的表面是靜態(tài)無(wú)滑移壁面邊界。對(duì)于三維流場(chǎng)除設(shè)定與二維相同的條件外,還需要設(shè)置延展向翼型的兩個(gè)端面的對(duì)稱邊界條件。

3 NACA63-215氣動(dòng)模擬

求解過(guò)程中采用Fluent軟件,初始條件設(shè)定為:風(fēng)速10.6 m/s,雷諾數(shù)110萬(wàn),弦長(zhǎng)1 m。把速度設(shè)定為進(jìn)口邊界,壓力設(shè)定為出口邊界,展向?qū)ΨQ型邊界,無(wú)滑移壁面邊界。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[2-3]對(duì)同種翼型的模擬數(shù)值分析可知,Spalart-Allmaras湍流模型是單方程模型,達(dá)到收斂所耗費(fèi)的時(shí)間相對(duì)較少。該模型能更加詳細(xì)的反應(yīng)流動(dòng)參數(shù)變化,這對(duì)于具有層流流動(dòng)的固壁湍流流動(dòng)有良好的易收斂性和穩(wěn)定性,計(jì)算翼型的氣動(dòng)數(shù)值也相對(duì)更加精確。所以本文采用S-A模型,模擬迎角的范圍是[0°,20°],步長(zhǎng)為2°,得到共計(jì)11組升力和阻力系數(shù),如表1所示。升力和阻力系數(shù)的實(shí)驗(yàn)值與模擬值比較如圖1所示,升阻比的實(shí)驗(yàn)值和模擬值比較如圖2所示,攻角的單位都是度。

圖1 升力和阻力系數(shù)的實(shí)驗(yàn)值與模擬值對(duì)照?qǐng)D

圖2 升阻比的實(shí)驗(yàn)值和模擬值對(duì)照?qǐng)D

表1 模擬得到的升力和阻力系數(shù)

從圖1可以看出實(shí)線連接的菱形點(diǎn)代表實(shí)驗(yàn)值,虛線連接的三角形點(diǎn)代表本文的模擬值,模擬值總體比實(shí)驗(yàn)值偏高,但變化規(guī)律基本相同,模擬升力系數(shù)在迎角是10°左右時(shí)達(dá)到了最大值,然后逐漸減小,DTU實(shí)驗(yàn)值在迎角為14°時(shí)達(dá)到了最大值,然后減小。模擬的阻力系數(shù)值和實(shí)驗(yàn)值基本吻合,都在10°左右時(shí)出現(xiàn)了拐點(diǎn),然后快速增大。

從圖2可以看出由三角形點(diǎn)組成的模擬值普遍小于由菱形點(diǎn)組成的實(shí)驗(yàn)值,模擬值和實(shí)驗(yàn)值之間存在一定的差異,但變化規(guī)律基本相同。在4°～10°之間,升阻比的值較大且基本沒(méi)有變化,在10°以后兩個(gè)曲線都迅速下降,到達(dá)20°時(shí)重合。

綜上述所,可以看出整個(gè)計(jì)算模擬效果較好,基本與實(shí)驗(yàn)值相同,尤其是在小角度時(shí)模擬升力系數(shù)和阻力系數(shù)時(shí)更為準(zhǔn)確。

4 襟翼的DOE實(shí)驗(yàn)分析

對(duì)于翼型的氣動(dòng)優(yōu)化過(guò)程,目前主要是翼型整體氣動(dòng)外形優(yōu)化,近年來(lái)也發(fā)展了一種新技術(shù),就是在機(jī)翼的后緣附近安裝一個(gè)襟翼[4]。襟翼繞軸能向后下方偏轉(zhuǎn),這樣就增加了機(jī)翼的彎度,這有利于提高翼型的升力和升阻比[5]。 本次實(shí)驗(yàn)將以升力系數(shù)最大為設(shè)計(jì)目標(biāo),實(shí)驗(yàn)過(guò)程中采用ANSYS中的DOE實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)模塊的數(shù)值模擬方法。

4.1 實(shí)驗(yàn)步驟

NACA63-215后緣加簡(jiǎn)單襟翼后,數(shù)值模擬的狀態(tài)如下:翼型的特征長(zhǎng)度l=0.3;設(shè)計(jì)風(fēng)速V=12 m/s;雷諾數(shù)設(shè)定為Re=0.24×106;簡(jiǎn)單襟翼的寬度b=2 mm,高度h=4.5 mm,偏轉(zhuǎn)角q=90°;控制襟翼角度變化的形狀變量設(shè)置兩個(gè),控制襟翼高度的形狀變量設(shè)置一個(gè);襟翼的角度變化范圍是-45°至90°,襟翼的高度變化范圍為3 mm至9 mm,以升力系數(shù)最大為襟翼的優(yōu)化目標(biāo)。運(yùn)用DOE實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法計(jì)算NACA63-215新增襟翼在高度和角度變化時(shí)翼型升力系數(shù)的變化。

4.2 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與分析

4.2.1 襟翼的高度不變 偏轉(zhuǎn)角變化 保持高度h=4.5 mm不變化,襟翼的偏轉(zhuǎn)角分別為45°、55°、65°、75°、85°、90°、95°、105°、115°。升力系數(shù)變化率、升阻比、升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化統(tǒng)計(jì)如表2所示。從該表可以看出,在襟翼高度4.5 mm不發(fā)生變化時(shí),隨著偏轉(zhuǎn)角從45°到135°每隔15°變化時(shí)升力系數(shù)由小變大再變小,在90°時(shí)達(dá)到了最大值。阻力系數(shù)變化規(guī)律和升力系數(shù)相同,在90°時(shí)達(dá)到了最大值。升阻比隨角度增加呈現(xiàn)先減小后增大的變化局勢(shì),在90°時(shí)取得最小值。升力系數(shù)變化率也是由小變大,再由大變小。

表2 不同偏轉(zhuǎn)角襟翼的氣動(dòng)系數(shù)

4.2.2 襟翼的偏轉(zhuǎn)角不變 高度變化 保持偏轉(zhuǎn)角q=90°不變化;高度分別取3 mm、4 mm、4.5 mm、5 mm、6 mm、7 mm、8 mm和9 mm。升力系數(shù)變化率、升阻比、升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化統(tǒng)計(jì)如表3所示。從表3可以看出,當(dāng)偏轉(zhuǎn)角θ=90°不變化時(shí),當(dāng)襟翼的高度從3.0 mm到9.0 mm之間每隔1.5 mm變化一次,升力系數(shù)由小變大呈現(xiàn)單調(diào)增加的變化局勢(shì),阻力系數(shù)也呈現(xiàn)了由小變大單調(diào)增加的變化局勢(shì),升阻比呈現(xiàn)由大變小的單調(diào)減小變化局勢(shì),升力系數(shù)變化率也呈現(xiàn)由小變大的單調(diào)增加局勢(shì)。

表3 不同高度襟翼的氣動(dòng)系數(shù)

綜上可知,當(dāng)襟翼的偏轉(zhuǎn)角θ=90°時(shí),升力系數(shù)達(dá)到了最大值,升阻比達(dá)到了最小值。在θ=90°時(shí),增加襟翼的高度,升力系數(shù)逐漸升高,升阻比由大變小,升力系數(shù)變化率由小變大。所以偏轉(zhuǎn)角為90°時(shí),增加襟翼的高度有利于改善翼型的綜合性能。

4.3 壓力分布分析

不同襟翼時(shí)翼型壓力分布如圖3所示。得出,(a)、(b)、(c)三幅圖的襟翼高度不變,隨著偏轉(zhuǎn)角不斷增大,翼型下方深色陰影的面積由小變大,再由大變小,θ=90°時(shí),翼型下方代表正壓力的深色陰影面積達(dá)到了最大值,此時(shí)襟翼受到的壓力最大,因此升力系數(shù)得到了最大的提高。翼型前緣圓球狀的大小沒(méi)有變化,說(shuō)明翼型前緣受到的升力基本無(wú)變化。對(duì)照(b)圖和(d)圖得知兩幅圖的襟翼偏轉(zhuǎn)角度相同,(d)圖襟翼的高度h=9.0 mm,翼型下方圓球狀的面積大,(b)圖襟翼的高度h=4.5 mm,襟翼下方的圓球狀面積小,說(shuō)明同樣的偏轉(zhuǎn)角時(shí),在一定的范圍內(nèi),增加襟翼高度可以增加翼型的升力。

圖3 NACA63-215不同襟翼時(shí)翼型壓力分布圖

5 總 結(jié)

本文首先把NACA63-215翼型氣動(dòng)模擬的數(shù)值與DTU實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比,發(fā)現(xiàn)小角度攻角時(shí)模擬的升力系數(shù)和阻力系數(shù)非常準(zhǔn)確。然后對(duì)襟翼DOE的多組數(shù)值模擬實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析后得知:偏轉(zhuǎn)角90°時(shí),增加襟翼的高度有利于改善翼型的綜合性能,最后對(duì)翼型下方的壓力分布模擬圖形分析后同樣可得:偏轉(zhuǎn)角90°時(shí),增加襟翼的高度可以增加翼型的升力,改善翼型的綜合性能,所以數(shù)值模擬的方法為翼型的氣動(dòng)性能優(yōu)化提供了理論支持。