翼型前緣微小平板的流動控制方法和數值模擬

董曉華，孫曉晶

（1.上海大學上海市應用數學和力學研究所，上海　200072；2.上海理工大學能源與動力工程學院，上?！?00093）

翼型前緣微小平板的流動控制方法和數值模擬

董曉華1，孫曉晶2

（1.上海大學上海市應用數學和力學研究所，上海200072；2.上海理工大學能源與動力工程學院，上海200093）

提出了一種在翼型前緣前設置微小平板來抑制翼型上流動分離的新方法，并通過自主研發的計算軟件UCFD對微小平板的流動控制進行了數值模擬.首先研究了在攻角一定的情況下微小平板的長度、安裝角、相對翼型的安裝位置等對抑制翼型上流動分離效果的影響；然后，采用正交優化方法，以翼型最大升阻比為優化目標，得到了該小平板最佳的長度、安裝角和安裝位置等.研究結果表明，微小平板的設置對抑制葉片上的流動分離具有顯著效果.

數值模擬；流動分離；流動控制；氣動性能

隨著綠色新能源產業的急速發展，各國政府已將風力發電提高到了國家戰略層面.2011年6月，我國的風電裝機容量躍居世界第一.在飛速發展的同時，風力發電仍然存在一些亟待解決的氣動問題，如低風速下的啟動、脈動風或隨機陣風引起的振動、動態失速、靜態失速等.這些問題不但會直接影響機組的發電效率，還會引起風力機葉片的振動，甚至會導致風力機的損壞［1］.因此，非常有必要采取相應的措施對上述氣動問題加以控制，從而提高風力機的氣動性能.可以說，研究流動控制方法具有學術和工程上的雙重意義.

根據是否需要輸入額外的能量，流動控制方法主要分為主動控制與被動控制兩大類.為了有效地推遲甚至抑制流動分離從而獲得具有更好氣動性能的流體機械或飛行器，國內外學者做了許多工作.2002年，Lin［2］針對低剖面渦發生器控制邊界層分離的研究做了回顧性的分析. 2005年，Bae等［3］通過采用一系列壓電驅動器驅動柔性梁發生主動變形的主動流動控制，有效地控制了流動分離，從而獲得高升低阻的可變形翼.2012年，Murugan等［4］將機翼蒙皮上復合材料中碳纖維的體積分數作了不均勻分布處理以提高平面內翼型的靈活性，使機翼在來流的作用下可以被動地產生大尺度變形.這種材料同時增強了機翼蒙皮的抗彎剛度，有效地抵御氣動載荷帶來的結構損傷.2009年，翁培奮等［5］對提高微型飛行器翼型的合成射流的氣動特性做了相關研究.2013年，Huang等［6］提出了一種新型的基于被動控制的自適應翼型，這種翼型可隨外界大氣壓的改變而被動地改變形狀以獲得更好的氣動特性.陶洋等［7］通過采用實體鼓包的控制技術提高了超臨界翼型跨聲速氣動特性.韓忠華等［8］針對用零質量射流的流動控制方法來推遲翼型的失速做了數值研究.

本工作針對翼型繞流場流動分離的特征，提出了一種在翼型前緣前設置小尺寸平板的流動控制新方法，以期利用小平板產生的尾渦與翼型吸力面上邊界層之間的相互干擾作用來達到抑制翼型上流動分離的目的.因為在攻角不同的情況下計算得到的結果相似，所以本工作研究攻角18?時小平板的長度、安裝角、相對翼型的安裝位置等對抑制翼型上流動分離的影響，最后采用正交優化方法，以翼型最大升阻比為優化目標，得到了該小平板的最佳長度、安裝角和安裝位置等.

1　計算方法、模型與網格

課題組經過多年研究，開發完成了一個通用統一的計算流體力學軟件UCFD.該軟件采用有限體積方法，以焓、速度與壓力為原始變量，構建了相應的流體力學預處理方法，用以焓與壓力為自變量的任意工質狀態方程或熱力性質表格來封閉流體力學方程組，用Roe格式離散對流項，通過Van Leer提出的狀態插值法實現格式的高精度.UCFD軟件采用多塊網格、多重網格、拼接網格、重疊網格、嵌套網格、變形網格以及并行等技術，可以進行任意工質、各種復雜內流與外流的定常、非定常及流固耦合流場的模擬［9］.本工作的數值模擬全部采用單方程的Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，其中UCFD軟件程序基于三維結構化網格，采用嵌套網格技術和拼接網格技術，對翼型與其前緣前所加微小平板的網格的劃分，其中對翼型和小平板近壁面均采取了加密處理（見圖1）.

圖1　計算網格Fig.1 Grids used in the calculation

2　邊界條件

計算域上邊界、左邊界和下邊界均采用速度入口邊界條件，右邊界采用壓力出口邊界條件，前后兩面為對稱邊界.翼型以及平板作為無滑移壁面邊界條件處理.來流方向沿x軸，馬赫數Ma為0.035，迎角為18?.

3　計算結果

3.1可靠性驗證

為了驗證所采用網格、計算程序和邊界條件的可靠性，本工作模擬了單個NACA0012翼型在雷諾數Re為5.0×106的情況下，其升、阻力系數隨來流攻角的變化，并將計算結果與修正后的實驗值進行了比對（見圖2）.從圖2中可以看出：在攻角小于14?時，升、阻力系數的計算值擬合得較好；但在攻角較大的情況下，翼型繞流出現了較大的流動分離，流動變得復雜.本工作旨在定性分析，為了節約計算代價而采用二維定常模擬，從而忽略了實際流動中應該有的三維效應，這是造成計算值與實驗值之間存在誤差的重要原因；另外，計算精度的不足和所選湍流模型的缺陷也會造成誤差.

綜上可知，本工作所采用的網格與計算程序是有效的，同時采用的模擬方案也是可靠的.

圖2　不同攻角下，NACA0012翼型升、阻力系數計算值與實驗值的對比Fig.2 Lift coefficients and drag coefficients under differents attack angles

3.2網格無關性驗證

為了驗證網格的無關性和計算方法的正確性，在來流風速為12 m/s、攻角為18?的情況下，計算得到了不同網格數下NACA0012翼型的升、阻力系數和升阻比（見表1）.由表1可以看出，采用29 250網格和40 050網格得到的升、阻力系數和升阻比均較為接近.因此，可以認為數值模擬時采用29 250網格可以得到較為準確的計算結果.

3.3正交優化

微小平板的長度、初始放置角、離翼型前緣的距離和旋轉角度是影響微小平板對翼型上流動分離抑制效果的主要因素.因此，需要對上述4個參數進行正交優化設計.微小平板的厚度取為0.004 c，其中c為翼型弦長.對以上4個設計參數采用L6×6（64）的正交表進行數值實驗，即4個設計變量，每個設計變量取6個設計水平（等間距），經過36次數值實驗，獲得了不同設計參數條件下的翼型升阻比之和，計算結果如表2所示.

表1　翼型的升、阻力系數和升阻比Table 1 Lift-to-drag ratio of airfoil

從表2可以看出，若不考慮平板的長度和平板旋轉角度，可以確定微小平板的最佳間距為0.014 c，最佳初始放置角為15?.然后，在間距0.014 c和初始放置角15?的情況下，以長度和旋轉角度為影響因素，再各分3個水平，形成L3×3（32）的正交表，經過9次數值實驗，獲得了不同設計參數條件下的升組比之和，計算結果如表3所示.

表2　4個設計參數條件下的升阻比之和Table 2 Sums of lift-to-drag ratio under four design parameters

表3　2個設計參數條件下的升阻比之和Table 3 Sums of lift-to-drag ratio under two design parameters

從表3可以看出，隨著平板長度和旋轉角度的增加，翼形的升阻比仍在增加，但增加幅度不大.因為此時平板的長度已足夠，旋轉角度也較大，從實際應用的經濟性和加工、安裝的便捷性考慮，不應再增加平板的長度和旋轉角度.因此，最終選定平板厚度0.004 c、間距0.014 c、初始放置角15?、平板長度0.08 c和平板旋轉角度60?.根據上述選定的參數進行數值模擬，得出的翼型升阻比為27.47.因為該數值比優化組合中所有的組合都高，所以這一組參數可視為最佳設計參數.

3.4優化結果分析

本工作還對其他攻角下的流動控制進行了數值模擬，并得到了類似的結論，因此在此僅給出攻角為18?時的情況.表4給出了微小平板設置前后NACA0012翼型在來流風速為12 m/s、攻角為18?情況下的升、阻力系數.從表4可以明顯看出，在翼形的前緣前設置微小平板后翼型的升力系數（Cl）與未設置微小平板時相比提高了近1倍，而阻力系數（Cd）降低了69%.因此，可以說，這種流動控制方法對抑制流動分離的效果是顯著的.

表4　微小平板設置前后翼型升、阻力系數的對比Table 4 Comparison of lift and drag coefficients for airfoils with and without leading edge microplate

通過對翼形的流場結構進行分析，可以更直觀地研究在翼形前緣前設置的小平板對翼型上流動分離的抑制效果.圖3（a）是未設置平板時18?攻角下翼形流場的流線.由圖3（a）可以清晰地看到在翼型的后半段出現了大的分離泡，這種現象會導致升力系數的降低和阻力系數的升高.圖3（b）是在同樣的模擬環境下設置平板后翼形流場的流線.從圖3（b）中可以明顯看出分離泡尺寸大幅度地減小，且分離點推遲到了尾緣.圖4為翼型前緣設置微小平板前后的渦量圖.由圖4可以看出，當攻角18?時前緣未設置小平板的翼型上表面已出現較大的分離泡（見圖4（a））；而設置小平板后，翼型吸力面上的流動分離得到了有效抑制（見圖4（b））.因此，設置小平板可以達到在大攻角下推遲并緩解流動分離進而增升減阻的效果.

圖3　18?攻角下設置微小平板前后NACA0012流場的流線Fig.3 Flow streamlines under the attack angle of 18?

圖4　18?攻角下設置微小平板前后翼形的渦量Fig.4 Flow vorticity for the airfoil with and without leading edge microplate under the attack angle of 18?

4　結束語

本工作針對風力機常用翼型繞流場流動分離的特征，提出了一種在翼型前緣前設置微小平板來抑制翼型上流動分離的新方法，并采用課題組自主研發的計算軟件UCFD對流動控制進行了數值模擬.

（1）研究結果表明，在翼型前緣前設置微小平板的方法，可以較好地推遲大攻角下的流動分離點和大幅度地減小分離泡的尺寸，從而達到增升減阻的效果.

（2）首先，通過對翼形的氣動特性進行分析，確定了小平板的長度、初始放置角、離翼型前緣的距離和旋轉角度是影響翼形上流動分離抑制效果的主要因素；然后，通過正交優化的方法獲得了NACA0012翼型在來流風速為12 m/s、攻角為18?情況下的最佳設計參數（距翼型前緣點0.014 c、小平板長度0.08 c、最佳初始安裝角15?和小平板旋轉角度60?）.研究結果表明，優化后的小平板對抑制翼型上的流動分離具有明顯效果.

（3）在翼形前緣前設置微小的平板可以抑制大攻角下的流動分離，從而提高翼型的氣動特性.因為該方法不需輸入額外的控制能量，且操作簡單有效，花費代價小，所以可廣泛應用到工程實際中.

［1］趙萬里，劉沛清，朱建勇，等.Gurney襟翼對風力機流動控制的數值研究［J］.電網與清潔能源，2011，27（9）：85-93.

［2］Lin J C.Review of research on low-profile vortex generators to control boundary layer separation［J］.Progress in Aerospace Science，2002，38：389-420.

［3］Bae J S，Kyong N H，Seigler T M，et al.Aeroelastic considerations on shape control of an adaptive wing［J］.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2005，16（11/12）：1051-1056.

［4］Murugan S，Flores E I S，Adhikari S，et al.Optimal design of variable fiber spacing composites for morphing aircraft skins［J］.Composite Structures，2012，94（5）：1626-1633.

［5］翁培奮，葛朓琳，丁玨.合成射流用于提高微型飛行器翼型氣動特性的研究［J］.上海大學學報：自然科學版，2009，15（6）：560-565.

［6］Huang D G，Wu G Q.Preliminary study on the aerodynamic characteristics of an adaptive reconfigurable airfoil［J］.Aerospace Science and Technology，2013，27（1）：44-48.

［7］陶洋，林俊，屠恒章，等.實體鼓包改進超臨界翼型跨聲速氣動特性研究［J］.空氣動力學學報，2007，25（1）：116-119.

［8］韓忠華，喬志德，宋文萍.零質量射流推遲翼型失速的數值模擬［J］.航空學報，2007，28（5）：1040-1046.

［9］黃典貴.一個通用統一的流體力學計算軟件及其考核［J］.工程熱物理學報，2012，33（10）：1699-1702.本文彩色版可登陸本刊網站查詢：http：//www.journal.shu.edu.cn

Numerical study of flow separation control by setting small plate in front of leading edge of an airfoil

DONG Xiao-hua1，SUN Xiao-jing2
（1.Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics，Shanghai University，
Shanghai 200072，China；
2.School of Energy and Power Engineering，University of Shanghai for Science and Technology，Shanghai 200093，China）

A flow control method using a small plate in front of the leading edge of a NACA0012 airfoil to achieve good aerodynamic performance is proposed.Effectiveness of the proposed method is numerically studied by using a self-developed CFD program called UCFD.At a certain angle of attack，including of parameters including length，initial installation angle and installation position of the plate on the control of flow separation over the airfoil are investigated.The optimal length，initial installation angle and installation position of the small plate are obtained with an orthogonal optimization method that aims at maximizing the lift-to-drag ratio.Numerical results suggest that this passive flow control method can efficiently suppress flow separation.

numerical simulation；flow separation；flow control；aerodynamic characteristics

TK 89

A

1007-2861（2015）03-0364-06

10.3969/j.issn.1007-2861.2014.01.015

2013-12-23

國家自然科學基金資助項目（50836006，11202123）

孫曉晶（1976—），女，副教授，博士，研究方向為新能源中風能及潮流能的應用.E-mail：xjsun@shu.edu.cn