繆維跑+李春+聶佳斌+吳攀

摘 要：對NACA0012兩段式襟翼翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬，通過弦線變換得到了襟翼擺角與攻角的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)了襟翼翼型在靜態(tài)條件下由擺角引起的攻角遷移現(xiàn)象，并解釋了該現(xiàn)象的流動機理.計算了7種不同擺角襟翼在不同攻角下的氣動性能，得到了襟翼擺角導(dǎo)致的翼型尾跡流場變化情況，并與實驗值及Xfoil軟件計算值對比以驗證計算的準(zhǔn)確性.結(jié)果表明，隨襟翼擺角增大，有效攻角范圍減小，翼型攻角產(chǎn)生遷移，受力亦發(fā)生變化.結(jié)果為進(jìn)一步開展襟翼翼型的擺角控制策略研究提供了參考.

關(guān)鍵詞：數(shù)值模擬； 襟翼； 翼型； 攻角

中圖分類號： TK 89 文獻(xiàn)標(biāo)志碼： A

與水平軸和阻力型風(fēng)力機相比，垂直軸風(fēng)力機具有葉片設(shè)計簡單、對風(fēng)向不敏感等優(yōu)點.但現(xiàn)有的垂直軸風(fēng)力機與水平軸風(fēng)力機相比效率相對較低，因此有必要對其進(jìn)行進(jìn)一步的研究，通過各種機械和控制方法提高其效率[1].而在翼型后部開槽或者采用襟翼是提高和改善整個翼型的空氣動力學(xué)性能的主要技術(shù)方法[2].

國內(nèi)外許多學(xué)者均對帶有襟翼翼型的氣動性能進(jìn)行了相關(guān)研究，并得到了一些理論和實驗結(jié)果.文獻(xiàn)[3-4]的研究表明，安裝襟翼的風(fēng)力機葉片能有效提高風(fēng)能利用系數(shù).文獻(xiàn)[5]測試了尾緣處安裝有不同高度和安裝角的襟翼翼型，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，葉片加裝襟翼不僅能有效增加翼型的升力，且在襟翼高度相同的條件下，安裝角為90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield[6]通過實驗證明：不同幾何形狀的襟翼可減少風(fēng)力機葉片流動分離，提高效率.研究表明，合理的襟翼結(jié)構(gòu)和對其采取的控制方法將改善和提高風(fēng)力機氣動性能，但單純的固定式襟翼不適用于攻角變化大的垂直軸風(fēng)力機，且隨尖速比增加無法持續(xù)提高其氣動性能，而分段式襟翼能顯著改善翼型背風(fēng)處的流動使其在大攻角下的分離區(qū)減小[7-8].上述研究均表明采用襟翼結(jié)構(gòu)的翼型會改變翼型的攻角，而攻角又是影響翼型氣動性能的重要參數(shù).因此有必要研究因襟翼翼型擺角引起的攻角變化.

本文以NACA0012翼型作為基本翼型，對襟翼擺角引起的攻角變化情況進(jìn)行研究與分析.

2 數(shù)值方法

2.1 控制方程與湍流模型

因風(fēng)力機運行于低雷諾數(shù)Re下，故流場計算采用黏性不可壓縮N-S方程，即

式中：ρ為流體密度；μ為動力黏度；p為壓力平均值；u—i、u—j分別為流體速度在i、j方向上的變化率；u′i、u′j分別為i、j方向上的速度脈動.

本文采用SpalartAllmaras湍流模型，該模型計算逆向壓力梯度問題時具有較高準(zhǔn)確度且速度快、易收斂[9].

2.2 幾何模型與計算域劃分

兩段式翼型如圖1所示，圖中：C為翼型弦長；θ為襟翼擺角.采用NACA0012對稱翼型，以弦長1/4處的襟縫為界將翼型分為主翼及襟翼，出于結(jié)構(gòu)考慮將襟縫寬度設(shè)為C/30[1].

計算域劃分如圖2所示.進(jìn)口為半圓形區(qū)域，

距葉片尾緣10倍弦長，上、下表面距離葉片均為

10倍弦長，三者邊界條件均為速度進(jìn)口，來流速度

V=10 m·s-1；出口距葉片尾緣20倍弦長，以保證尾流發(fā)展充分，減少邊界對其影響；邊界條件設(shè)為壓力出口，且表壓為0 kPa；翼型上、下表面均設(shè)為無滑移壁面.流體介質(zhì)為空氣，密度為1.225 kg·m-3，馬赫數(shù)Ma=0.03，雷諾數(shù)Re=6.85×105，μ=1.789 4×10-5 kg·m-1·s-1.

圖3為襟翼擺角θ分別為0°、10°和20°時的網(wǎng)格分布.采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法劃分邊界層網(wǎng)格，葉片壁面處y+控制在0.9～9.5，以滿足黏流計算對壁面網(wǎng)格的要求[10]，網(wǎng)格數(shù)約為18.5萬.本文共計算了7種不同擺角時的翼型氣動性能，限于篇幅僅給出其中3種擺角時的網(wǎng)格分布.

對θ=0°的翼型網(wǎng)格進(jìn)行無關(guān)性驗證：當(dāng)網(wǎng)格數(shù)為18.5萬時，俯仰力矩系數(shù)Cm=-0.778；當(dāng)對網(wǎng)格加密至21.2萬時，俯仰力矩系數(shù)保持為Cm=-0.777.可知，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)大于18.5萬時，計算結(jié)果與網(wǎng)格數(shù)無關(guān)，因此本文計算網(wǎng)格均采用總數(shù)為18.5萬的網(wǎng)格.

2.3 有效性驗證

為驗證流場求解精度、網(wǎng)格質(zhì)量、湍流模型選取及邊界條件設(shè)置的準(zhǔn)確性，將使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil軟件計算結(jié)果[11]及實驗數(shù)據(jù)[12]進(jìn)行對比.

圖4為Re=6.85×105時，翼型升力、阻力系數(shù)

實

驗數(shù)據(jù)、Xfoil軟件及CFD軟件計算結(jié)果對比，

圖中：

Cl為升力系數(shù)；Cd為阻力系數(shù)；α為攻角.由圖可

知：失速前三者的升力、阻力系數(shù)均相近，誤差小于5%；但失速后Xfoil和CFD軟件計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比誤差較大，即CFD和Xfoil軟件的計算結(jié)果在失速前攻角范圍（即有效攻角）內(nèi)具有較高的計算精度.

3 計算結(jié)果與分析

3.1 不同擺角翼型的有效攻角范圍

計算條件相同、襟翼擺角不同時流場流線分布如圖5所示.當(dāng)θ=0°時，隨攻角增大

在尾緣處產(chǎn)生流動分離，分離點逐漸向前緣移動

且分離范圍逐漸擴大，導(dǎo)致氣動性能下降.這與原

NACA0012翼型的計算和實驗結(jié)果吻合，也與文獻(xiàn)[13]的結(jié)果一致.當(dāng)12°<α<16°時，翼型產(chǎn)生尾緣渦并逐步向前發(fā)展，最后完全失速.因此，θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范圍為-16°<α<16°.而對于θ=10°的襟翼翼型，在α<-12°時失速分離區(qū)域前移至翼型背風(fēng)面，α<-15°時完全失速，其有效攻角范圍為-14°<α<16°.

圖6為不同擺角襟翼完全失速時的流線.由圖可看出，不同擺角出現(xiàn)的完全失速攻角亦不盡相同：對于正攻角，所有擺角的失速攻角均為α=17°；而負(fù)攻角的失速攻角隨翼型擺角增大而減小.因此，隨襟翼擺角增大，翼型的有效攻角范圍持續(xù)縮小，負(fù)攻角完全失速趨勢愈加明顯.

3.2 不同擺角翼型的攻角遷移現(xiàn)象

θ分別為0°、10°、20°、30°時的升力系數(shù)如圖7所示.隨著擺角增大，翼型有效攻角的升力系數(shù)向右下方移動.對比θ=20°時的最大升力系數(shù)對應(yīng)的攻角與θ=0°時相同升力系數(shù)的攻角可知，

θ=20°時攻角右移約6°，而θ=30°時攻角右移約

8°.也就是說處于不同位置的襟翼，改變了整體翼型的攻角，增加了有效攻角范圍.最大升力系數(shù)對應(yīng)的攻角在原有翼型基礎(chǔ)上有較大的增加，攻角產(chǎn)生了正遷移.同理，對于負(fù)攻角則產(chǎn)生了負(fù)遷移.

此現(xiàn)象可由圖8所示的弦線變化示意圖解釋，圖中α′為攻角遷移量.當(dāng)擺角變化時，翼型所對應(yīng)的弦長亦發(fā)生變化，而攻角的定義為翼型弦長與來流風(fēng)速的夾角.因此，欲達(dá)到相同升力系數(shù)則需增大攻角，從而使得升力系數(shù)在增加擺角的情況下向右偏移，相當(dāng)于攻角產(chǎn)生遷移.

據(jù)此可知，當(dāng)θ=10°時，α′=2.49°，但升力系數(shù)曲線實際偏移量為3.75°，如圖7所示.

為進(jìn)一步說明升力系數(shù)的偏移現(xiàn)象，表1給出了靜態(tài)情況下擺角與對應(yīng)攻角遷移量的關(guān)系.從表1中可看出，考慮弦長改變所引起的攻角遷移量計算值與CFD軟件模擬值變化趨勢一致，表明該對應(yīng)關(guān)系在一定程度上可確定翼型在靜態(tài)情況下改變擺角時對應(yīng)的攻角遷移量，從而可通過改變擺角達(dá)到改變攻角的目的.

3.3 不同擺角翼型的表面壓力變化

圖9為α=0°時，不同擺角翼型上、下表面壓力差分布.從圖中可知，隨襟翼擺角增大，翼型同一坐標(biāo)點的上、下表面壓力差增大，其受力反向增大.

通常風(fēng)力機通過變漿改變翼型上、下表面壓差，但垂直軸風(fēng)力機扭轉(zhuǎn)需克服較大翼型俯仰力矩.而通過襟翼擺角改變翼型上、下表面壓力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.該方法對制定垂直軸風(fēng)力機葉片攻角控制策略具有一定理論指導(dǎo)意義.

4 結(jié) 論

本文計算了不同擺角襟翼翼型在不同攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，并與Xfoil軟件計算值及實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了可靠性驗證.結(jié)果表明：

（1） SpalartAllmaras湍流模型可用于襟翼翼型氣動性能的計算.

（2） 襟翼擺角增大，負(fù)攻角時翼型的尾緣渦提前分離，有效攻角范圍減小.隨襟翼擺角增大，翼型上、下表面壓力差增大，其受力反向增大.

（3） 通過弦線變化原理得出了擺角θ與攻角遷移量α′的對應(yīng)關(guān)系.

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