戎 瑞, 劉順超, 王松嶺, 吳正人, 崔 可

(1.華北電力大學(xué) 電站設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測與控制教育部重點實驗室, 河北 保定 071003; 2.中鐵電氣工業(yè)有限公司, 河北 保定 071003)

0 引 言

低雷諾數(shù)的翼型涉及到無人機、風(fēng)力機、飛行器等領(lǐng)域，對翼型空氣動力性能影響較大的流動分離、湍流再附現(xiàn)象近年來也引起較多學(xué)者的研究[1-4]，并針對這些現(xiàn)象提出了一些有效的控制手段。龔志斌[5]和Al-Garni[6]等分別通過數(shù)值模擬和實驗方法研究了前緣旋轉(zhuǎn)圓柱對翼型氣動特性的影響。李仁年[7]采用數(shù)值模擬的方法分析了表面凸臺對翼型升、阻力系數(shù)以及邊界層分離的影響。薛大文[8]、石清[9]和郝禮書[10]等研究了渦流發(fā)生器對翼型邊界層分離機翼型失速的控制作用。李玉杰[11]和王林[12]等分別采用實驗和數(shù)值模擬方法研究了合成雙射流激勵對翼型表面流動特性的影響。

針對脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的流動控制研究，Lee & Jang[13]和Chamorro, et al[14]借助風(fēng)洞實驗系統(tǒng)，對翼型表面覆蓋脊?fàn)畋∧さ臏p阻特性進行了研究，在一定氣流迎角和流速下，均得到了6%左右的減阻效果，并從翼型尾跡渦變化角度對減阻機理進行了解釋。王松嶺等[15]將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)溝槽橫向布置于G4-73離心風(fēng)機翼型葉片，對其減阻特性進行數(shù)值模擬研究，通過對翼型表面的壓力分布、湍流強度、湍動能等流動參數(shù)的綜合分析，最大得到了9.65%的減阻效果。渦量相對集中的有限區(qū)域形成了旋渦，旋渦的產(chǎn)生、發(fā)展、演化過程以及與外部流場和物體之間的相互作用直接影響著物體的受力狀態(tài)。在后期研究過程中筆者等[16-17]著重從法向渦量的分布、渦的相互干擾以及壁面剪切應(yīng)力的角度對脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)機理進行了分析，并將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)減阻的研究成果應(yīng)用于三維的離心風(fēng)機單流道模型，結(jié)果表明：合理的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置能夠有效減少風(fēng)機流動損失，提高風(fēng)機運行的經(jīng)濟性。

綜上可以發(fā)現(xiàn)，在諸多的翼型流動控制研究中，鮮有關(guān)于脊?fàn)畋砻鎸σ硇瓦吔鐚臃蛛x特性影響進行深入探討研究的。結(jié)合自身研究基礎(chǔ)，本文采用大渦模擬，研究了在迎角為6°，基于弦長雷諾數(shù)為1.6×105條件下，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對翼型邊界層分離特性以及尾跡速度的影響。

1 計算模型和數(shù)值計算方法

1.1 幾何模型和網(wǎng)格劃分

脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的布置改變了翼型近壁表面的流場特性，因此嘗試依據(jù)翼型表面壓力的分布特點，如圖1，在基于弦長Re=1.6×105，迎角為6°的條件下，分別將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型上表面的順壓梯度區(qū)和逆壓梯度區(qū)內(nèi)。

翼型的弦長為c=100 mm，定義Q-riblet模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在0.05c～0.1c之間，即順壓梯度區(qū)內(nèi)；H-riblet模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在0.45c～0.5c之間，即逆壓梯度區(qū)內(nèi)；兩模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)除布置位置不同外，其他參數(shù)均完全相同，即頂角為120°的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)，s=0.2mm。以翼型前緣點作為坐標(biāo)原點建立遠(yuǎn)場,遠(yuǎn)場邊界距離翼型15c的距離，在離散域內(nèi)生成“C”型網(wǎng)格,兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)模型網(wǎng)格均為186萬。流場入口邊界條件設(shè)定為速度入口，翼型展向側(cè)面設(shè)置為周期性邊界條件，翼型表面設(shè)置為無滑移邊界條件，在脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)段網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)化四邊形網(wǎng)格，并且對底部進行加密，保證翼型表面法向第一層網(wǎng)格y+<1，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)表面網(wǎng)格劃分如圖2。

圖2 脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)表面網(wǎng)格劃分Fig.2 Grid on riblet

1.2 大渦模擬數(shù)值計算方法的準(zhǔn)確性驗證

為了驗證數(shù)值計算結(jié)果的準(zhǔn)確性，對NACA0018翼型在迎角6°、基于弦長的Re=1.6×105條件下，翼型表面壓力系數(shù)數(shù)值計算結(jié)果與實驗值進行對比，實驗值數(shù)據(jù)見參考文獻[18]，如圖3所示。由圖可知，本文所采用的數(shù)值計算方法具有較高的精度，所得數(shù)據(jù)與實驗值吻合很好。

圖3 NACA0018翼型表面壓力系數(shù)驗證Fig.3 Pressure coefficient of numerical result and its comparison

2 計算結(jié)果與分析

2.1 光滑表面翼型邊界層速度分布

圖4為α=6°、Re=1.6×105、光滑翼型上表面沿流向(x方向)、不同截面(x/c)處的邊界層時均速度分布。由圖可知，光滑表面的翼型在x/c=0.1的位置處沒有出現(xiàn)邊界層分離，這是因為在該區(qū)域處于順壓梯度區(qū)，由于順壓差和層外勢流的加速，主流區(qū)域的流體不斷注入新的能量，補充層內(nèi)流動的能量耗散，沿著流動方向流體速度增大。而在x/c=0.2的位置處開始出現(xiàn)邊界層的分離，并且延伸到x/c=0.8的位置，此過程中分離區(qū)域的厚度先逐漸增大然后逐漸變小。這是因為逆壓梯度的作用以及層外勢流的減弱使得近壁區(qū)流體的動能越來越小，在粘性阻滯和逆壓梯度的共同作用下，流體質(zhì)點出現(xiàn)滯止甚至回流，發(fā)生邊界層的分離。隨著x/c的增大，邊界層分離導(dǎo)致的回流速度逐漸減弱，到x/c=0.9以后的位置，由于逆壓梯度的減弱以及尾跡渦結(jié)構(gòu)的干擾，邊界層又重新開始發(fā)展。

(a) x/c=0.1～0.5

(b) x/c=0.6～0.95

2.2 脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對邊界層速度分布的影響

圖5為迎角為6°、不同來流速度下，Q-riblet脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑表面翼型在沿流向(x方向)不同截面(x/c)處的邊界層時均速度分布曲線。由圖中24 m/s時的數(shù)據(jù)可知，對于前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置的翼型在x/c=0.2處就已經(jīng)發(fā)生了邊界層的分離現(xiàn)象，但是分離區(qū)較薄，分離現(xiàn)象并不是很明顯。顯然，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)導(dǎo)致流體在順壓梯度區(qū)域的擾動，并由于脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)內(nèi)部旋渦結(jié)構(gòu)的存在，邊界層內(nèi)流體經(jīng)過脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)段時和外部勢流之間的速度梯度減小，粘性阻力明顯減小，與光滑表面相比相同位置處速度會較大。由圖5c可以看出，在24 m/s時，雖然在x/c=0.4處兩種模型均出現(xiàn)了邊界層的分離，但可以看出前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型的回流速度大于光滑表面翼型的回流速度，前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型模型邊界層分離的區(qū)域更薄。而從圖5(d)、圖5(e)、圖5(f)可以看出，前段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型在x/c=0.5、0.6、0.7位置處均沒有發(fā)生邊界層的分離。也就是說，前段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型雖然使得邊界層分離點提前，但是明顯減小了邊界層分離區(qū)域的影響范圍，控制了旋渦的脫落，可以有效地提高翼型的氣動性能。

由12 m/s的數(shù)據(jù)可知，此時的前段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的控制作用僅是將邊界層分離點由x/c=0.5提前到x/c=0.2，分離區(qū)域的厚度和影響范圍都未發(fā)生較大變化。這是由于12 m/s時，光滑表面翼型的分離區(qū)域在翼型后段，而此時將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型前段會影響穩(wěn)定流體的正常流動，使流體產(chǎn)生過早的擾動而產(chǎn)生邊界層分離，這樣不僅不能抑制原有的邊界層分離現(xiàn)象，反而有可能會增加額外的能量耗散。所以，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的控制效果與翼型所處的工況具有較大的關(guān)系，這之間的規(guī)律還有待于進一步研究。

圖6為迎角為6°、不同來流速度下，H-riblet脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑表面翼型在沿流向(x方向)不同截面(x/c)處的邊界層時均速度分布曲線。由圖可知，來流速度為24 m/s時，后段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型在x/c=0.3處發(fā)生了邊界層分離，分離點位置相比光滑翼型略有推后，與光滑表面翼型相比回流速度變大，分離的區(qū)域變薄。在x/c=0.4處邊界層的分離現(xiàn)象依然存在，但回流強度和回流區(qū)厚度相比于光滑表面已明顯減弱。對于后段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)是布置在x/c=0.45～0.5段之間的，通過對圖6(b)、圖6(c)的分析可知，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型后段同樣會對翼型前段的邊界層速度分布有一定影響。由圖6(d)、圖6(e)、圖6(f)可以看出，后段布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型在后段沒有發(fā)生邊界層分離，保持了翼型很好的流動特性。相比之下，12 m/s時后段布置的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)控制效果更為明顯，整個翼型表面均為發(fā)生較為明顯的邊界層分離，相比在翼型后段出現(xiàn)較大分離區(qū)域的光滑表面模型，其控制效果非常顯著。>

圖5 前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑翼型表面速度對比Fig.5 Velocity distribution of Q-riblet model and smooth airfoil model

圖6 后段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型與光滑翼型表面速度對比Fig.6 Velocity distribution of H-riblet model and smooth airfoil model

綜合分析Q-riblet和H-riblet兩種布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型對邊界層分離的控制特性，結(jié)果表明，兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)均可以一定程度上控制邊界層的分離，縮小邊界層分離區(qū)域的范圍，但脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的控制相關(guān)受限于翼型所處的工況及對應(yīng)的分離點位置。在本文所研究工況中，H-riblet模型中脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在光滑表面模型中所對應(yīng)的邊界層分離區(qū)域，其控制效果是推遲了邊界層分離點的同時提前結(jié)束了邊界層的分離區(qū)域，使分離區(qū)域明顯減小，且分離渦強度減弱，減小了能量耗散，控制效果明顯。

2.3 脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對尾跡速度分布的影響

圖7是迎角為6°、不同來流速度下，前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型、后段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型以及光滑翼型在不同位置處的尾跡速度分布對比。由圖可知，在x/c=1.2的位置處存在較大的速度虧損，隨著x/c的增大速度虧損逐漸減小，離翼型尾緣距離越遠(yuǎn)，速度虧損變化越小，其影響的法向?qū)挾仍酱?。比較Q-riblet翼型與光滑表面翼型相同位置處的尾跡速圖度分布可知，速度的虧損值和虧損區(qū)域相比光滑翼型明顯減小，這是因為前段脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)使得翼型邊界層分離區(qū)明顯提前，且面積有所減少，如圖5所示。在x/c大于0.5之后就已結(jié)束邊界層的分離，且翼型后半段型線有利于流體的下壓補充，這使得流體順著壁面快速補充，不易產(chǎn)生再次分離，因而相比光滑翼型，速度虧損明顯減少，且其影響范圍也有所減弱。

(a) α=6°, x/c=1.2

(b) α=6°, x/c=1.6

(c) α=6°, x/c=2.0

(d) α=6°, x/c=2.4

對于H-riblet翼型，由于其對邊界層分離的抑制作用明顯，幾乎未產(chǎn)生明顯發(fā)分離渦團，所以前文所述的流體下壓補充的現(xiàn)象并不明顯，因而流體經(jīng)過脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)后，減少了能量損失，能夠再持續(xù)穩(wěn)定的運動到翼型尾部。但由于能量的耗散，在翼型尾部已出現(xiàn)明顯流動振蕩和分離的前兆，所以在尾跡處的流向速度出現(xiàn)了較大虧損，虧損大小與光滑翼型相當(dāng)，但由于是分離前，其影響范圍很小，分離渦團并未成形。

兩個不同流速下的尾跡速度分布規(guī)律基本一致，但如前文所述，不同工況下的控制效果也有所差異。由以上分析可以推斷，脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的控制作用與翼型所處工況和邊界層分離區(qū)域位置有很大關(guān)系，改善翼型氣動性能，減少壓差阻力，增大升阻比，需綜合考慮多方面因素，其規(guī)律還有待于進一步研究。

2.4 渦量場等值面分析

渦量是描述旋渦運動重要的物理量之一，定義為速度的旋度。大大小小的旋渦是由渦量源生成的，流體與固體壁面之間的剪切層就是旋渦產(chǎn)生的根源。圖8為24m/s和12m/s工況下不同模型的渦量云圖。由圖可知，H-riblet模型相比Q-riblet模型，對于邊界層分離的控制作用較為明顯，使得吸力面分離范圍顯著的減小，高渦量區(qū)域幾乎鎖定在緊貼壁面的區(qū)域，有效的控制了在翼型吸力面的湍流大渦，所展現(xiàn)的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)作用規(guī)律與前文所述完全吻合。

2.5 氣動性能分析

脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的布置有效的改善了翼型流場的穩(wěn)定性，較好的控制了邊界層分離的起始位置和分離的區(qū)域的大小。對于翼型而言我們還著重關(guān)注脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的布置對翼型氣動性能的影響。

圖9給出了迎角為6°、來流速度為24 m/s時，在數(shù)值計算趨于穩(wěn)定后，在0.4～0.5 s時間段內(nèi)各個模型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的對比。該計算結(jié)果與文獻[19]中的實驗數(shù)據(jù)完全吻合，證明了數(shù)值計算的準(zhǔn)確性。圖9(a)中CL表示翼型的升力系數(shù)，圖9(b)中CD表示翼型的阻力系數(shù)。由圖可知，H-riblet翼型的升力系數(shù)相比光滑表面翼型有顯著提升，同時阻力系數(shù)也有所減少，說明該脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)模型對翼型氣動性能改善效果明顯。Q-riblet翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)相比光滑表面翼型則未有較大的變化。這也與前文關(guān)于兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)模型對翼型表面邊界層分離特性的控制規(guī)律分析相一致。

圖8 渦量云圖Fig.8 contours of vorticity

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

3 結(jié) 論

1) 分別將脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)布置在翼型順壓梯度區(qū)和逆壓梯度區(qū)，均可以有效地控制邊界層的分離，縮小邊界層分離區(qū)域的范圍，減小尾跡速度損失。

2) 兩種脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)翼型相比，H-riblet模型在推遲了邊界層分離起始位置點的同時提前結(jié)束了邊界層的分離，使流體在翼型表面并未產(chǎn)生較大的分離區(qū)域，相對控制效果更為明顯。同時能夠大幅提升翼型的升力系數(shù)，減少阻力系數(shù)，對翼型氣動特性有明顯改善。

3)脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)在翼型表面的控制作用與翼型所處工況和邊界層分離區(qū)域位置有很大關(guān)系，改善翼型氣動性能，減少壓差阻力，增大升阻比，需綜合考慮多方面因素。

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