焦雪文,張立茹,2,3,牛佳佳,汪建文,2,3
(1.內(nèi)蒙古工業(yè)大學 能源與動力工程學院,內(nèi)蒙古 呼和浩特 010051;2.風能太陽能利用技術教育部重點實驗室(內(nèi)蒙古工業(yè)大學),內(nèi)蒙古 呼和浩特 010051;3.內(nèi)蒙古自治區(qū)風能太陽能利用機理及優(yōu)化重點實驗室(內(nèi)蒙古工業(yè)大學),內(nèi)蒙古 呼和浩特 010051)
小型風力機工作在雷諾數(shù)Re較低的工況下,低Re下的翼型繞流流場十分復雜,翼型表面流體會經(jīng)歷分離、轉(zhuǎn)捩、再附著等非定常過程。由于Re較低,翼型表面大部分區(qū)域為層流狀態(tài),包含的能量較少,不足以抵抗較大的阻力。在逆壓梯度和摩擦阻力的雙重作用下,翼型表面流體的流速逐漸減小到零,之后流體開始離開翼型表面,形成開式分離區(qū)域或閉式分離泡[1]。分離現(xiàn)象不僅影響翼型的氣動性能,還會引起振動,造成葉片的損壞。因此,從改善翼型氣動性能和提高葉片結(jié)構安全的角度來看,對低Re下出現(xiàn)的層流分離現(xiàn)象進行研究并有效地控制具有重要的意義。
關于低Re下翼型的氣動性能,學者已進行了大量研究。研究方法主要有風洞PIV實驗和數(shù)值計算。在低Re工況下,翼型的氣動性能對攻角、Re、湍流強度等因素均特別敏感。湍流強度的增加將會使分離延遲并提前觸發(fā)轉(zhuǎn)捩和隨后的再附著,縮短層流分離區(qū)域[2]。分離點處層流分離泡的厚度很薄,因此對實驗設備分辨率的要求非常高,PIV空間分辨率和采樣頻率的不足會造成不同實驗結(jié)果之間分離泡結(jié)構的差異[3]。所以不同風洞的湍流強度和設備分辨率及采樣頻率等因素,均會對實驗結(jié)果產(chǎn)生影響。隨著計算機技術的發(fā)展,數(shù)值計算的能力顯著提高,一些學者采用大渦模擬(LES)方法對低Re工況下翼型的氣動特性進行了研究,捕捉到了長分離泡結(jié)構,驗證了LES可以很好地處理低Re工況中出現(xiàn)的層流分離及轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象[4],LES也能夠預測低Re工況下翼型的層流分離、轉(zhuǎn)捩和再附著發(fā)生的位置[5]。
在低Re工況下,層流分離泡使翼型等效彎度減小、翼型壓差阻力大幅度增加,造成升力系數(shù)的驟降[6]。為改善翼型氣動性能,就必須對流動分離現(xiàn)象進行控制,降低層流分離泡帶來的影響。目前,控制方法主要有增加激勵器或抽吸裝置等設備,以及布置溝槽及脊狀等表面微結(jié)構、渦流發(fā)生器、凹凸前緣、結(jié)節(jié)等耦合仿生結(jié)構等[7]。增加設備將增加風力機的安裝難度并提高風力機的運行成本,所以被動控制得到了廣泛的運用。凹坑結(jié)構最早應用于高爾夫球表面,以減小流體分離和尾流效應,使高爾夫球飛行距離延長。如今,凹坑結(jié)構已經(jīng)應用于強化換熱[8]、平板減阻[9]等方面,并取得了良好效果。在NACA-16012翼型的水洞實驗中發(fā)現(xiàn),在一定深徑比h/d下,凹坑結(jié)構有較好的減阻效果[10]。數(shù)值研究中,在等Re、凹坑結(jié)構參數(shù)固定不變的情況下,NACA 642-014A翼型中后部布置凹坑結(jié)構可以減小邊界層的分離,但是導致了葉片氣動性能的下降[11]。
在低Re工況下,凹坑結(jié)構對翼型層流分離有何影響,不同h/d的作用效果是否相同,又將如何影響翼型的氣動性能等問題還尚未明確。鑒于前文所述,在低Re工況下通過實驗的方法研究翼型的氣動性能存在一定的困難。因此,本文采用LES的方法,對光滑翼型與布置了不同h/d凹坑結(jié)構的翼型,在Re為5×104(基于弦長)時的非定常流場進行數(shù)值研究。分析低Re下翼型表面的層流分離現(xiàn)象和凹坑結(jié)構及不同h/d對層流分離的作用效果,進而從壓力系數(shù)、摩擦阻力系數(shù)等氣動參數(shù)角度研究凹坑結(jié)構及不同h/d對翼型氣動性能的影響。
本文計算翼型弦長c為0.095 7 m,展長為0.5c的NACA4415光滑翼型及在光滑翼型布置了不同h/d凹坑結(jié)構的翼型。三排凹坑結(jié)構的展向間距為0.01 m,流向間距為0.005 m。圖1所示為光滑翼型及凹坑結(jié)構翼型的模型。
圖1 光滑翼型及凹坑結(jié)構翼型模型Fig.1 Smooth airfoil and dimples structure airfoil model
圖2 計算域、光滑翼型與凹坑結(jié)構翼型網(wǎng)格Fig.2 Computational domain,smooth airfoil and dimples structure airfoil grid
計算域為長方體,距離翼型前緣上游為10c的壁面與距離翼型上、下表面為5c的壁面為計算域的入口,設置為速度入口邊界條件,主流速度為8 m/s。本 文 以 攻 角AOA為4°,Re為5×104為 例,研究低Re、小AOA工況下翼型表面的流動現(xiàn)象。出口為壓力出口,位于翼型前緣下游10c的位置。沿翼型展向的兩個壁面設置為對稱邊界條件,壁面的距離為0.5c,翼型表面為無滑移壁面。利用ICEM模塊對整個計算域進行網(wǎng)格劃分,光滑翼型模型的網(wǎng)格總數(shù)為198萬,凹坑結(jié)構翼型的網(wǎng)格總數(shù)為200萬。第一層網(wǎng)格高度滿足y+≤1,法向增長率為1.05。計算域、光滑翼型和凹坑結(jié)構翼型網(wǎng)格如圖2所示。
大渦模擬的控制方程[12]為
Smagorinsky-Lilly亞格子模型為
本文忽略流體壓縮性。由于非穩(wěn)態(tài)計算與流場的初始值密切相關,在計算中首先采用k-ω SST模型對翼型繞流的穩(wěn)態(tài)流場進行計算,收斂后開啟非穩(wěn)態(tài)計算。亞格子模型選用Smagorinsky-Lilly,速度、壓力均采用二階精度。
為驗證數(shù)值計算的可靠性,采用LES方法對AOA為0°,Re為5×104的NACA4415光 滑 翼 型進行非穩(wěn)態(tài)計算,將時均壓力系數(shù)計算結(jié)果與profili在同工況下的壓力系數(shù)結(jié)果對比(圖3)。由圖3可知,兩種壓力系數(shù)分布出現(xiàn)平臺的位置相同,發(fā)生在x/c為0.40附近,且與文獻[13]所得結(jié)果一致。表明本文采用的計算方法可以準確地捕捉到翼型表面發(fā)生流動分離的位置。數(shù)值計算結(jié)果與profili所得結(jié)果吻合度較好,所以本文的數(shù)值計算結(jié)果是可信的。
圖3 0°攻角下翼型表面時均壓力系數(shù)對比Fig.3 Comparison of time-averaged pressure coefficient of airfoil surface at 0 ° angle of attack
選取AOA為4°,Re為5×104的光滑翼型的時均流線圖,分析低Re工況下光滑翼型表面形成的分離泡及流動分離發(fā)生的位置,光滑翼型時均流線如圖4所示。由圖4可知:光滑翼型在上表面x為0.04 m處,即x/c約為0.40的位置,邊界層開始卷起發(fā)生分離,形成后緣層流分離泡,此位置為光滑翼型層流分離點;層流分離發(fā)生后一直保持分離狀態(tài),到翼型尾緣未發(fā)生再附現(xiàn)象,形成了典型的開式分離泡。
圖4 光滑翼型時均流線圖Fig.4 Smooth airfoil time-averaged streamline
為探究凹坑結(jié)構及不同h/d對翼型表面流體流動的影響,將凹坑結(jié)構布置于層流分離點的附近。因此,本文將h/d分別為0.10,0.15,0.25的凹坑結(jié)構,布置在0.3c~0.4c的位置。
凹坑結(jié)構翼型的時均流線圖如圖5所示。對比圖4可知:凹坑結(jié)構翼型表面的分離流更加貼近壁面;h/d為0.10的凹坑結(jié)構翼型在x/c為0.40~0.70處形成了分離泡;h/d為0.15,0.25的凹坑結(jié)構翼型并未出現(xiàn)明顯的渦結(jié)構,但在尾緣附近存在回流;凹坑結(jié)構翼型均沒有出現(xiàn)大尺度分離泡。因此,凹坑結(jié)構的存在有效地抑制了層流流動分離,減小了分離的強度和厚度。
圖5 不同h/d的凹坑結(jié)構翼型時均流線Fig.5 Time-average flow line of pit structure airfoil with different depth to diameter ratio
圖6為光滑翼型與凹坑結(jié)構翼型的展向瞬時渦量云圖。由圖6可知:在前緣光滑翼型表面流體緊貼翼型表面流動,是穩(wěn)定的條帶狀流動,但在中后部開始卷起形成渦,并隨著向下游發(fā)展逐漸離開翼型表面;由于凹坑結(jié)構抑制了層流分離現(xiàn)象,因此,凹坑結(jié)構翼型在尾緣附近的渦旋明顯減少,分離流更加平穩(wěn)且貼近壁面流動。
圖6 展向瞬時渦量云圖Fig.6 Instantaneous spanwise vorticity contour
為深入分析凹坑結(jié)構及h/d對翼型表面流體流動狀態(tài)的影響,繪出了光滑翼型及凹坑結(jié)構翼型表面在各弦向位置處的法向時均速度分布的對比曲線(圖7)。由圖7可知:凹坑結(jié)構對翼型前緣的速度分布幾乎沒有影響(x/c為0.15);在布置有凹坑結(jié)構的弦向位置 (x/c分別為0.30,0.35和0.40)處,由于在凹坑結(jié)構內(nèi)部形成了順時針的渦結(jié)構,與主流方向相反,導致速度梯度為負;當x/c為0.40時,光滑翼型近壁面速度Ux/U<0,表明翼型表面流體不能繼續(xù)克服逆壓梯度,表面的流速與主流方向相反,表面流體發(fā)生回流,出現(xiàn)“拐點”;光滑翼型在之后的弦向位置,近壁面速度Ux/U<0,均存在回流現(xiàn)象,表明分離的流體未再附著于翼型;不同h/d的凹坑結(jié)構翼型在x/c為0.45之后的弦向位置也存在回流,但與光滑翼型相比,回流強度及分離厚度均減??;當x/c大于0.55時,不同h/d的凹坑結(jié)構翼型比光滑翼型近壁面速度Ux/U的比值更大,表示流體流速更大、包含的能量更多,可以削弱甚至抑制翼型尾緣發(fā)生分離;在翼型尾緣附近的弦向位置,h/d為0.25處的凹坑結(jié)構翼型近壁面速度最大,能夠抵御更大的逆壓梯度。
圖7 時均速度分布Fig.7 Time average velocity distribution
由上文分析可知,凹坑結(jié)構及不同h/d會對流動分離產(chǎn)生不同的影響,對翼型的氣動性能也會產(chǎn)生不同的影響。因此,本節(jié)從時均壓力系數(shù)Cp、摩擦阻力系數(shù)Cf及統(tǒng)計周期內(nèi)的升、阻力系數(shù)的角度進行分析。
圖8為翼型的Cp,Cf分布曲線。Cp和Cf能夠反映翼型表面發(fā)生流動分離、轉(zhuǎn)捩及再附著的位置。在順壓梯度的作用下,翼型前緣流體流速先增加,隨后在逆壓梯度和摩擦阻力的雙重作用下流速逐漸減小到零。由于層流動量較低,不足以抵抗更大的阻力,流體開始離開翼型表面發(fā)生分離。邊界層發(fā)生分離后,流體不再減速增壓,因此可以看到“壓力平臺”的出現(xiàn)。從圖8(a)可以看出,光滑翼型在x/c為0.40時開始出現(xiàn)“壓力平臺”,但之后分離流并未再附著,所以Cp變化平緩。而不同h/d的凹坑結(jié)構翼型并沒有明顯的“平臺”出現(xiàn),表明出現(xiàn)分離的區(qū)域減少。
一般認為Cf為零的位置為翼型表面流體發(fā)生分離和再附著的位置,Cf突然增大的位置為流體由層流向湍流過渡,即轉(zhuǎn)捩位置[14]。由圖8(b)可知:當x/c為0.40時,光滑翼型表面的摩擦阻力系數(shù)曲線與Cf=0的直線相交,表明層流分離發(fā)生在x/c為0.40附近;當x/c為0.60時,Cf增大,分離的流體可能在空中發(fā)生轉(zhuǎn)捩;在x/c為0.40的位置之后,光滑翼型便一直處于分離狀態(tài);不同h/d的凹坑結(jié)構翼型在x/c為0.45附近的位置存在分離,而在尾緣的Cf高于光滑翼型,且部分位置Cf曲線位于Cf=0的直線的上方,表明凹坑結(jié)構翼型在尾緣的分離區(qū)域減小,分離強度降低?;谶吔鐚永碚?,轉(zhuǎn)捩后的湍流與外部主流劇烈摻混,將裹挾主流更多的能量并與低能流體進行交換,當表面低能流體的能量增加到能夠抵御逆壓梯度和摩擦阻力時,分離的流體將會再附著于翼型表面,否則將一直處于分離狀態(tài)。在本文計算工況下,在光滑翼型發(fā)生轉(zhuǎn)捩之后,其壁面Cf一直位于y=0直線的下方,表明轉(zhuǎn)捩后的流體沒有發(fā)生再附著,一直處于分離狀態(tài)。不同h/d的凹坑結(jié)構翼型在布置凹坑結(jié)構的起始位置(0.3c~0.4c)便與Cf=0的直線相交,但并不是發(fā)生了流動分離,而是在凹坑結(jié)構內(nèi)部形成了順時針方向的漩渦,導致速度梯度為負而表現(xiàn)出摩擦阻力系數(shù)小于零。
圖9 升、阻力系數(shù)隨時間變化曲線Fig.9 Change curves of CL and Cd coefficient with time
圖9為光滑翼型及不同h/d下的凹坑結(jié)構翼型在采樣時間內(nèi)的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)Cd隨時間的變化曲線。由圖9可知,光滑翼型的平均CL明顯低于凹坑結(jié)構翼型,而平均Cd卻較高。表明在本文所計算工況下,凹坑結(jié)構具有增升減阻、改善翼型氣動性能的作用。統(tǒng)計了在光滑翼型5個CL變化周期內(nèi)升、阻力的數(shù)據(jù),進行時間平均。結(jié)果表明:當凹坑結(jié)構的h/d為0.25時,平均CL增加了11.16%,Cd降低了19.89%,升阻比最大CL/Cd為18.23;光滑翼型的CL和Cd除了出現(xiàn)小波動外,還出現(xiàn)了周期性的大波動,而凹坑結(jié)構翼型的波動則較小,這是因為凹坑結(jié)構的存在抑制了層流分離,翼型尾緣的脫落渦明顯減少,所以無劇烈波動的特點。
本文首先對低Re下光滑的NACA4415翼型的層流分離現(xiàn)象進行了研究,然后采用在光滑翼型表面布置凹坑結(jié)構的被動控制方法,分析了凹坑結(jié)構在低Re工況下對層流分離現(xiàn)象的影響及不同h/d對其的控制效果,得到以下結(jié)論。
①光滑翼型在x/c為0.40附近開始形成層流分離,布置了凹坑結(jié)構使分離流更加貼近翼型表面,減小了分離的強度和厚度,且凹坑結(jié)構翼型尾緣附近的分離渦明顯減少,與光滑翼型相比,凹坑結(jié)構翼型的近壁面速度增大,對層流分離起到了很好的抑制作用。隨著h/d的增加,近壁面速度也在增加,因此能夠抵御更大的逆壓梯度。
②在低Re下,凹坑結(jié)構具有增升減阻、改善翼型氣動性能的作用。布置有凹坑結(jié)構的翼型的升、阻力系數(shù)無劇烈波動,當h/d為0.25時,平均CL增加了11.16%,Cd降低了19.89%,平均升、阻力系數(shù)比值達到最大值18.23。