史天蛟，冉紅娟，王德忠，劉 永，陸于衡

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來流攻角與擴(kuò)壓對翼型渦旋脫落的影響

史天蛟，冉紅娟，王德忠，劉 永，陸于衡

（上海交通大學(xué)，上海 200240）

為了對葉輪機(jī)械中旋轉(zhuǎn)失速的成因提供參考，深入理解旋轉(zhuǎn)失速渦團(tuán)的產(chǎn)生過程和規(guī)律，基于RANS方法對NACA0009翼型綜合考慮來流攻角和擴(kuò)壓影響的情況進(jìn)行了數(shù)值模擬，并使用翼型試驗(yàn)段進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測量。研究表明：在來流攻角與擴(kuò)壓條件同時(shí)具備的條件下，易出現(xiàn)渦流脫落的非穩(wěn)態(tài)特性。在攻角較大時(shí)，渦旋脫落頻率隨著與來流攻角的增加而減小，頻率幅度增加。流場中存在多種頻率的不穩(wěn)定流動，小攻角時(shí)頻率分布均勻，大攻角時(shí)頻率集中在低頻。RANS方法可以對低頻信號給出較好的模擬結(jié)果。

翼型；攻角；擴(kuò)壓；渦脫落頻率；旋轉(zhuǎn)失速

0 前言

流體機(jī)械內(nèi)的旋轉(zhuǎn)失速是一種普遍存在的不穩(wěn)定流動現(xiàn)象。在發(fā)生旋轉(zhuǎn)失速時(shí)，葉輪部分流道被從葉片上脫落的渦旋堵塞，流量在各流道內(nèi)分布不均，嚴(yán)重影響水力性能。旋轉(zhuǎn)失速的成因非常復(fù)雜，目前還沒有一個(gè)統(tǒng)一的認(rèn)識，其形成的條件與規(guī)律是當(dāng)下研究的一個(gè)熱點(diǎn)問題。針對翼型渦旋脫落所做的基礎(chǔ)性研究可以對葉輪機(jī)械的這種流動不穩(wěn)定性提供參考。

有學(xué)者針對泵在非設(shè)計(jì)工況下的流動不穩(wěn)定性做了研究，就指出了旋轉(zhuǎn)失速是造成這種不穩(wěn)定流動的主因[1]。N.Krause等[2]使用PIV技術(shù)對軸流泵內(nèi)設(shè)計(jì)流量和小流量工況下的旋轉(zhuǎn)失速現(xiàn)象做了實(shí)驗(yàn)研究。實(shí)驗(yàn)表明由流量引起的流動攻角變化是產(chǎn)生失速渦的原因之一。轉(zhuǎn)動的葉輪中，失速渦團(tuán)的運(yùn)動角速度小于葉輪的轉(zhuǎn)動角速度。但是對于攻角的大小，并沒有定量的研究結(jié)果。

關(guān)于渦旋的形成過程，有大量學(xué)者對針對圓柱繞流的卡門渦街進(jìn)行了研究[3-7]，亦有實(shí)際水輪機(jī)中渦街現(xiàn)象的測量與分析[8]。P.Ausoni等[9]對攻角為0°的翼型葉片在不同雷諾數(shù)下的卡門渦脫落做了數(shù)值模擬和試驗(yàn)驗(yàn)證，發(fā)現(xiàn)對于0°翼型的卡門渦脫落頻率是遵從斯特勞哈爾定律，但同時(shí)在數(shù)值上，實(shí)驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算存在20%的誤差。他們認(rèn)為，造成誤差的原因在于實(shí)際邊界層發(fā)展為湍流的點(diǎn)位于翼型中線下游的某一點(diǎn)，而在數(shù)值求解RANS方程過程中，整個(gè)流域均為湍流設(shè)置。胡帥等[10]對非對稱翼型和對稱翼型的失速攻角進(jìn)行了研究，認(rèn)為非對稱翼型的失速攻角要高于對稱翼型，其水動特性較好。Ji B等[11,12]使用LES方法對0°的三維扭曲翼型的空化流動做了模擬，模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值能夠很好地匹配，體現(xiàn)了LES在復(fù)雜的紊流與空化流動模擬中的重要作用。但是LES受制于硬件計(jì)算能力，在實(shí)用層面上仍以RANS方法為主。斯特勞哈爾數(shù)是雷諾數(shù)的函數(shù)，文獻(xiàn)[13,14]在分析流體繞流時(shí)引入對渦脫落頻率進(jìn)行分析，對這兩個(gè)無量綱數(shù)之間的關(guān)系做了探究。

因此，有必要針對翼型的攻角與旋轉(zhuǎn)失速的產(chǎn)生建立直接聯(lián)系。本文考慮邊界影響的流道壓力增加時(shí)，不同來流攻角下翼型邊界層脫離與渦旋產(chǎn)生情況開展了數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究，分析來流攻角與擴(kuò)壓對翼型流場的影響，以建立來流攻角與翼型渦旋脫落的規(guī)律關(guān)系。

1 邊界層分離理論

圖1 所示邊界層脫離，并發(fā)生回流現(xiàn)象的示意圖。

圖1 邊界層脫離示意圖

單純地提高攻角時(shí)，流體的直接沖擊點(diǎn)會移動。對于流線型的翼型，小攻角有較小的形狀阻力。而對于大攻角，以向上提高攻角為例，對于翼型上部流體來說，其貼合的固體邊界曲率更大，所受形狀阻力增大。

2 考慮擴(kuò)壓影響的來流沖角影響

2.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

本實(shí)驗(yàn)是在上海交通大學(xué)核電泵閥系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室的小型循環(huán)水洞進(jìn)行，水洞布置如圖2所示。主要由驅(qū)動水泵，汽蝕罐，抽真空泵（汽蝕罐與抽真空泵在此次實(shí)驗(yàn)中未使用），試驗(yàn)段及相關(guān)控制閥門構(gòu)成，并連接了NI數(shù)據(jù)采集板卡作為信號采集與控制系統(tǒng)中心。試驗(yàn)段為有機(jī)玻璃制作，方向截面為正方形，翼型由有一個(gè)可控制旋轉(zhuǎn)角度的圓盤機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)，可調(diào)整翼型角度范圍達(dá)-50°~50°。本實(shí)驗(yàn)所用翼型型號為NACA0009，弦長110mm，最大厚度為10mm，尾端100mm處被截下，形成一矩形斷面，實(shí)際弦長為100mm。翼型由不銹鋼制成，表面光滑。翼型試驗(yàn)段如圖3所示。

圖2 實(shí)驗(yàn)管路

圖3 翼型試驗(yàn)段

2.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

為了避免在大攻角下劇烈的壓力變化引發(fā)空化對數(shù)據(jù)產(chǎn)生干擾，選取湍流范圍內(nèi)適宜的流速進(jìn)行試驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)記錄了流速為2.66m/s時(shí)，翼型分別處于0°，5°，10°，15°，20°，30°，40°時(shí)的壓力脈動情況。沿有機(jī)玻璃試驗(yàn)段四周共有12個(gè)測點(diǎn)，用于外接傳感器。圖3表示了上端4個(gè)傳感器的布置位置。不同位置布置的傳感器用以探測渦旋傳播到此位置時(shí)壓力脈動情況。水流處于強(qiáng)紊流狀態(tài)，水流流經(jīng)傾斜的翼型，改變了翼型上下兩面的壓力分布，使得在翼型背面易產(chǎn)生渦旋。

在固定流速為2.66m/s時(shí)，改變翼型攻角，1號，2號，3號和4號傳感器記錄數(shù)據(jù)經(jīng)過快速傅里葉變換后的頻域分布如圖4所示。在圖4中對于各攻角，2號和3號傳感器探測值與1號傳感器作對比，找到由脫落渦引起的頻率峰值。詳細(xì)考察頻率峰值和頻率幅度大小，見表1。

圖4 流速2.66m/s時(shí)，壓力在不同翼型攻角下的頻域分布，(a)到(g)為選取的7個(gè)攻角

表1 不同攻角下脫落頻率

從0°到40°，可以發(fā)現(xiàn)，除了脫流頻率外，流場中出現(xiàn)大量不同頻率的渦，低頻占主要部分，主要集中于0~50Hz區(qū)域，高頻散落分布，均為100Hz以上的個(gè)別尖峰。1號傳感器由于設(shè)置在翼型之前，主要反映的是進(jìn)口前端的紊流情況，其特征頻率主要為回路循環(huán)泵的轉(zhuǎn)頻及其倍頻（轉(zhuǎn)頻38.6Hz幅度極大被濾除）。2號與3號傳感器距離翼型下游最近，直接反映通過翼型的壓力脈動變化情況。在小攻角的情況下，頻率峰分布零散，主要分布在200Hz以下；在攻角大于20°時(shí)，低頻峰逐漸集合成為一個(gè)較寬的頻率帶，集中于100Hz以內(nèi)，其幅值較高，而高頻信號逐漸減弱。

斯特勞哈爾數(shù)用以表征流動的非定常性，與渦脫落頻率相聯(lián)系，根據(jù)斯特勞哈爾數(shù)的定義

其中，為渦脫落頻率，Hz。為過流面的特征長度，m，這里為翼型在方向的厚度，對于傾斜角度的翼型，其為翼型上下端水平切線的距離。為試驗(yàn)段進(jìn)口平均流速。在2.66m/s的速度下，約12Hz的脫落頻率，計(jì)算得斯特勞哈爾數(shù)=0.17，與文獻(xiàn)[9]所得結(jié)論一致。對于以1為單位的較大的斯特勞哈爾數(shù)，表明渦的運(yùn)動占據(jù)了主流。

同時(shí)需要注意的是，斯特勞哈爾數(shù)是雷諾數(shù)的函數(shù)，對于圓柱繞流的渦脫落，存在經(jīng)驗(yàn)公式

由此式計(jì)算得出的斯特勞哈爾數(shù)為0.1980。則此公式不能用來指導(dǎo)水翼的渦脫落頻率。但與針對翼型存在的函數(shù)關(guān)系，有待進(jìn)一步的實(shí)驗(yàn)探究。

2.3 數(shù)值模擬與結(jié)果分析

以20°攻角模擬結(jié)果為例分析，其速度在一個(gè)周期內(nèi)的矢量云圖如圖7所示。從圖中可以看出，流場渦旋主要來源于翼型上型線邊界層脫離產(chǎn)生渦旋，回流部分流體受底部空間主流影響產(chǎn)生渦旋，以及頂部受流場上邊界影響產(chǎn)生渦旋。

圖5 翼型附近網(wǎng)格與網(wǎng)格細(xì)節(jié)

圖6 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

圖7 速度矢量云圖（來流攻角為20°）

通過設(shè)定監(jiān)測點(diǎn)提取數(shù)據(jù)，CFD方法模擬得出的渦脫離頻率約為26.185Hz，如圖8（a）、（b）所示為來流攻角為20°時(shí)，2號傳感器和4號傳感器所記錄的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和此位置的數(shù)值計(jì)算壓力脈動結(jié)果對比。而20°時(shí)脫落頻率的實(shí)驗(yàn)值為12.191Hz。對脫落頻率的模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果存在一定誤差，原因如文獻(xiàn)[9]所述，可能為試驗(yàn)與RANS方程求解過程中，湍流發(fā)展的程度不同。試驗(yàn)中，邊界層從層流到紊流是在充分發(fā)展之后轉(zhuǎn)變的，其轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位于翼型角度最高點(diǎn)的下游一點(diǎn)位置。而數(shù)值模擬中，湍流是設(shè)置在全局發(fā)展的。在圖8（b）中，主頻約為16Hz。

圖8 來流攻角為20°時(shí)實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果頻域?qū)φ請D

另外，從數(shù)值分析結(jié)果中可以發(fā)現(xiàn)，不穩(wěn)定流動的產(chǎn)生包括了渦的產(chǎn)生、發(fā)展，渦之間的合并，以及大渦的分解潰散等非穩(wěn)態(tài)特性，產(chǎn)生了如圖4所示的低頻信號帶和高頻信號峰。但是在本實(shí)驗(yàn)的數(shù)值模擬中，圖8（a）中80Hz和圖8（b）中380Hz附近的高頻信號結(jié)果并未得到。在文獻(xiàn)[15]中，亦提到了窄距隧道流動中，固體邊界上的高頻壓力波動并不能被RANS方程解出。RANS的時(shí)均特性，對高頻小型渦的模擬是一個(gè)極大的挑戰(zhàn)。在低頻區(qū)域，RANS方法還是可以給出較好的匹配結(jié)果。

針對翼型在窄通道內(nèi)的渦脫落現(xiàn)象，一方面是受攻角變化的影響，一方面是受壓力增大的影響。在有其他流道的情況下，復(fù)雜的渦旋會形成渦團(tuán)（失速團(tuán)）堵塞流道，使葉輪機(jī)械不同流道的流量不同。同時(shí)，失速團(tuán)也會以一定速率繞軸旋轉(zhuǎn)，形成旋轉(zhuǎn)失速。來流攻角和擴(kuò)壓條件的存在，是影響失速現(xiàn)象形成的重要因素。

3 結(jié)論

通過在擴(kuò)壓條件影響下對不同來流攻角下翼型流場做了數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)測量，研究了翼型邊界層脫流與渦旋產(chǎn)生和發(fā)展情況。

來流攻角和擴(kuò)壓條件的存在，是影響失速現(xiàn)象形成的重要因素。

（1）綜合考慮來流攻角和擴(kuò)壓影響時(shí)，在固定的進(jìn)口流速下，翼型表面出現(xiàn)顯著的渦脫落現(xiàn)象，其脫落頻率基本穩(wěn)定在12Hz，但在攻角大于20°時(shí)，渦脫落頻率隨攻角的上升而顯著減小，其頻率幅值顯著增大。

（2）流場中存在多種頻率的不穩(wěn)定流動，且頻率隨著攻角變化有明顯的改變：攻角小于20°時(shí)，頻率在200Hz以內(nèi)分布，攻角大于20°后，主要分布在100Hz內(nèi)。

（3）在低頻范圍內(nèi)，RANS方法能給出較好的模擬結(jié)果。翼型外型線與流道邊界會形成邊界層干涉，邊界附近的壓力脈動是產(chǎn)生高頻信號的主要原因?？紤]到RANS在高頻區(qū)域的局限性，未來應(yīng)進(jìn)一步引入LES方法進(jìn)行研究。

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Influence of Flow Angle of Attack and Pressure Diffuser of Hydrofoil Vortex Shedding

SHI Tianjiao, RAN Hongjuan, WANG Dezhong, LIU Yong, LU Yuheng

(Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China)

In order to provide a reference for the cause of rotating stall in the impeller, to understand the generation process and rule of the rotating stall vortex. The numerical simulation of NACA0009 airfoil based on RANS method was conducted, considering the angle of attack and the effect of pressure diffuser. The hydrofoil section was used for the experimental measurement. The results show that under the condition that the angle of attack and the conditions of pressure diffuser the unsteady characteristics of vortex shedding appear easily. When the angle of attack is large, the frequency of vortex shedding decreases with the increase of the angle of attack, and the frequency amplitude increases. There are many kinds of unsteady flow in the flow field, the frequency distribution is uniform when the angle of attack is low, and the frequency is concentrated at low frequency when the angle of attack is large. The RANS method can get a good result for the low frequency signal.

hydrofoil; angle of attack; pressure diffuser; frequency of vortex shedding; rotating stall

TK72，TV32

A

1000-3983(2018)01-0065-06

2017-10-20

史天蛟（1992-），上海交通大學(xué)核能與核技術(shù)工程專業(yè)，研究方向?yàn)楹穗姳脙?nèi)的不穩(wěn)定性流動，碩士研究生。聯(lián)系電話：15821183902 郵箱：shitianjiao@sjtu.edu.cn