翼型結構邊界層吹氣控制的數值研究

張志強,崔 可,賀雅婷（.中國華能集團公司邯峰發電廠,河北 邯鄲 056000；.中鐵電氣工業有限公司,河北 保定 0700；.河北省邯鄲市傳染病醫院體檢中心,河北 邯鄲 056000）

翼型結構邊界層吹氣控制的數值研究

張志強1,崔 可2,賀雅婷3
（1.中國華能集團公司邯峰發電廠,河北 邯鄲 056000；2.中鐵電氣工業有限公司,河北 保定 071003；3.河北省邯鄲市傳染病醫院體檢中心,河北 邯鄲 056000）

摘 要：翼型工作時，流體流道的幾何形狀因翼型而發生的改變會使流體運動速度的大小和方向發生改變，從而產生流動分離。流動分離產生的沖擊會造成流動損失。通過長期以來的研究，研究者們發現層流流動控制技術能夠有效地減阻，解決失速問題。本文利用FLUENT軟件，對已建立的翼型模型進行開縫處理，研究其對應的流場特性和氣動性能。結果表明：開縫的層流控制方法能夠有效的減阻，改善翼型氣動性能。

關鍵詞：翼型；邊界層；吹氣控制；開縫；數值模擬

0 引言

眾所周知，翼型結構在國民生產生活中有著廣泛的應用，一方面，我們需要利用流體通過翼型結構來獲得能量[1]；在另一些方面，我們希望盡量減小流體通過翼型結構時產生的阻力，以節省能源、穩定翼型結構的工作狀態[2-3]。人們發現，當翼型前來流方向(即攻角)大于某一值(即臨界攻角)時，穩定壓力面的繞流流場將會發生非定常分離和失速，翼型的升力系數突然降低，阻力系數迅速增大。就目前而言，在眾多的減阻控制技術中，層流流動控制是一項非常有效的減小摩擦阻力的控制技術，它通過采取控制措施抑制邊界層內部各種不穩定擾動的發展和放大,使失穩的邊界層變得穩定，從而延遲邊界層轉捩的發生。因此，將翼型開縫吹氣技術應用于改善翼型氣動特性有重要的意義。

1　計算模型和數值計算方法

對G4-73No.8D翼型進行了等比例的縮小，翼型弦長C=20cm。設定計算域四周邊界距翼型表面的距離均為15倍。為了在滿足計算精度的前提下盡可能減少網格數量，提高計算效率，翼型附近網格加密處理如圖1所示，網格由翼型表面向四周擴散。

本文以FLUENT軟件作為流場求解器，采用雷諾時均守恒Navier-Stokes方程。湍流模型選取Realizable k-ε兩方程模型。入口邊界設置為速度進口邊界條件，并給定初始湍流參數。出口邊界設置為壓力出口，翼型表面采用無滑移邊界條件。

2　數值模擬結果

2.1 開縫前的模擬

空氣來流速度為50m/s，攻角為-30°時模擬得到的翼型附近的速度分布云圖如2圖所示：

速度分布云圖

由圖2可以看出，在-30°這樣一個較大的攻角下，風機翼型腹面形成旋渦從前緣開始幾乎已經占據整個翼型，在翼型表面產生了滯至流體區域，且隨著氣流流向，滯止區域逐漸增大，從而排擠上游來流，使整個邊界層發生分離；同時可以看出，在滯止區域內有較大的漩渦產生，這些現象都極不利于葉片的氣動特性，會對葉片本身的升阻力產生較大影響。

經分析可知，在攻角較小時，翼型壁面附近的流場都處于順壓梯度(dp/dx＜0)區，此時，由于順壓差和層外勢流的加速，邊界層內的流體始終保持向下游流動，流體質點沿翼型表面前進不會停滯，也不會出現邊界層分離現象。而在攻角較大時，翼型壁面附近的流場就會出現逆壓梯度(dp/dx＞0)區，逆壓差和層外勢流的減速使得邊界層中流動減速，邊界層內滯止區域增大，使得壓強升高，滯止流體發生回流，在邊界層內形成渦流。

2.2 開縫處理及模擬結果分析

由圖2所表現的翼型的大攻角繞流速度分布可以看出，在此工況下在翼型壓力面處的流體微團流速很小，并且具有很高的壓力。故確定開縫方案為：前緣端開縫位置為翼型幾何弦長2%處，在翼型壓力面，為來流進口端；尾緣端開縫位置為翼型幾何弦長70%處，在翼型吸力面，為流體出口端；開縫寬度為1mm。網格劃分方案為，對開縫內部采用尺寸函數加密；在外部流場與開縫入口出口相接區域內，由于流體流速流向發生較大變化，也采用尺寸函數進行加密，并采用自適應網格進行修正；對于其他邊界層部分及遠場計算域的網格劃分，均參照未開縫模型進行。

風機開縫翼型在來流速度為50m/s時的模擬結果如圖3所示：

對圖2與圖3做比較分析，可以發現，在相同攻角下，開縫風機翼型的渦流區域明顯減小，而且攻角越大，減小效果越明顯。開縫使得壓力面的高壓流體經過直接由吸力面吹出，吹出的氣流不僅破壞了物面的連續性，限制了邊界層的發展，而且通過開縫縫隙的氣流的吹除作用，使得渦流能夠迅速脫落，從而減少了滯止流體的數量，減小了渦流區的面積。翼型開縫后壓力面與吸力面的壓力差較開縫前大大的減小。此時高壓流體通過縫隙自行進入低壓處，起到了類似于平衡孔的作用，有效的改善了翼型在惡劣工況下的氣動性能。但同時可以看到，由于開縫位置的相對固定，單個模型對于翼型升阻力的影響規律可能并不明確。已圖3為例，盡管開縫平衡了壓力面和吸力面的壓力，也限值了吸力面后半段滯止區域的過分發展，但由于攻角較大，在翼型前段就已經發生較大區域的邊界層分離與流體滯止，因而使得開縫后的吸力面出現了多個不均勻的渦流區，且可以推斷隨著時間變化，這些渦流區將不停的發生變化，這一現象很不利于翼型升阻力的優化。所以對于開縫方案對升阻力的影響規律還需進一步研究和分析。

參考文獻：

[1]楊科，王會社，徐建中等.開縫式風力機靜態失速特性的研究[J].工程熱物理學報,2008,29(01):32-35.

[2]胡丹梅，李佳，閆海津.水平軸風力機翼型動態失速的數值模擬[J].中國電機工程學報,2010,30(20):106-111.

[3]DENNIS E. CULLEY. Compressor performance enhanced by active flow control over stator vanes [R]. NASAPTM- 2003-212236, 2003.

作者簡介：張志強(1986-)，男，河北衡水人，本科，助理工程師，研究方向：火電廠機組節能降耗改造研究。