合成射流激勵(lì)位置對(duì)控制翼型大攻角分離流動(dòng)影響的數(shù)值研究

蘭艾青,王志恒,于洪石,席光

(西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,710049,西安)

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合成射流激勵(lì)位置對(duì)控制翼型大攻角分離流動(dòng)影響的數(shù)值研究

蘭艾青,王志恒,于洪石,席光

(西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,710049,西安)

針對(duì)合成射流的激勵(lì)位置這一因素,以NACA0015翼型為研究對(duì)象,對(duì)大攻角(α=20°)下基于弦長的Re為8.96×105、單個(gè)合成射流激勵(lì)位于翼型吸力面不同位置時(shí)的流場進(jìn)行了二維非定常計(jì)算,并利用本征正交分解(POD)方法對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了分析,闡釋了相關(guān)控制機(jī)理。研究表明,合成射流的激勵(lì)位置對(duì)翼型流動(dòng)分離的控制效果有顯著影響。當(dāng)激勵(lì)位置位于0.12至0.4倍弦長之間時(shí),合成射流激勵(lì)能有效抑制翼型流動(dòng)分離,提升升力系數(shù),降低阻力系數(shù),升阻比最高提升293%,其中最優(yōu)激勵(lì)位置并不在普遍認(rèn)為的控制前時(shí)均分離點(diǎn)附近,而在離分離點(diǎn)下游一定距離的分離區(qū)內(nèi)部。對(duì)計(jì)算結(jié)果的POD分析表明,合成射流的引入改變了流場不同模態(tài)間的能量分配,能量由代表平均流動(dòng)的一階模態(tài)向代表流場中湍流大尺度結(jié)構(gòu)的二階及更高階模態(tài)轉(zhuǎn)移。合成射流的最佳激勵(lì)位置與控制前流場二階模態(tài)翼型吸力面附近的特征渦結(jié)構(gòu)有關(guān),要達(dá)到最佳的控制效果,合成射流激勵(lì)應(yīng)放置在特征渦結(jié)構(gòu)的位置,若布置在下游或者較遠(yuǎn)的上游位置,則無控制效果。

合成射流;翼型流動(dòng)分離;激勵(lì)位置;本征正交分解

在大攻角流動(dòng)下翼型表面會(huì)出現(xiàn)明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象,使得翼型升力迅速降低,阻力陡然升高,同時(shí)非定常的流場波動(dòng)也會(huì)引起噪聲和振動(dòng)。合成射流是一種新型的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù),相對(duì)襟翼[1]、渦流發(fā)生器[2]等被動(dòng)控制技術(shù),其能更加靈活地應(yīng)對(duì)變化的來流條件,具有無需外部氣源、結(jié)構(gòu)緊湊、能耗低、響應(yīng)快等優(yōu)勢[3-5],Glezer等[6]將其應(yīng)用到流動(dòng)控制領(lǐng)域后受到了眾多研究者的關(guān)注。

合成射流又稱為零質(zhì)量射流,它能夠通過體積壓縮或者變溫的方式改變激勵(lì)器腔體壓力,在激勵(lì)器出口處形成周期性的吹吸氣。合成射流與邊界層的相互作用可以改變邊界層的速度分布,加強(qiáng)邊界層與主流的摻混,從而實(shí)現(xiàn)對(duì)翼型繞流的控制。合成射流激勵(lì)位置代表了控制的空間特性,如果該位置布置不當(dāng),很難取得良好的控制效果,更無法進(jìn)一步優(yōu)化頻率、速度等參數(shù)。在以往的研究中合成射流布置位置不盡相同,部分將合成射流放置在翼型尾緣[7-9],多數(shù)將合成射流布置在翼型中前部。Seifert等實(shí)驗(yàn)研究表明,翼型的激勵(lì)器最佳位置與翼型無控制時(shí)的分離點(diǎn)重合[10]。He等研究表明,當(dāng)合成射流被放置在分離點(diǎn)附近時(shí)有最好的控制效果[11]。Raju等指出,將合成射流布置在分離區(qū)內(nèi)部無法提高升阻比[12]。李玉杰等的研究表明,合成雙射流激勵(lì)器越靠近分離點(diǎn),其對(duì)邊界層分離的控制效果越好[13]。Chapin等研究對(duì)最優(yōu)控制位置有不同的結(jié)論[14],他們發(fā)現(xiàn)分離區(qū)內(nèi)部某位置對(duì)分離有更顯著的影響。Duraisamy等對(duì)旋轉(zhuǎn)的NACA0015翼型的分離控制研究發(fā)現(xiàn),攻角從14.7°到19°變化時(shí),合成射流位于距時(shí)均分離點(diǎn)較遠(yuǎn)的下游某位置也能緩解分離并實(shí)現(xiàn)分離流動(dòng)再附[15]。

本文針對(duì)大攻角(α=20°)下NACA0015翼型的分離流動(dòng),計(jì)算了單個(gè)合成射流施加在不同位置時(shí)的翼型流場,研究了激勵(lì)位置對(duì)合成射流控制效果的影響,運(yùn)用本征正交分解(POD)方法對(duì)計(jì)算得到的非定常流場進(jìn)行了分析,闡釋了合成射流激勵(lì)位置影響控制效果的流動(dòng)機(jī)理。

1 計(jì)算模型和參數(shù)設(shè)置

1.1 數(shù)值方法

采用Fluent軟件,通過求解二維、不可壓縮、非定常時(shí)均Navier-Stokes方程模擬了繞翼型流動(dòng)。空間離散采用二階格式,時(shí)間離散采用一階隱式格式。為了保證足夠的時(shí)間分辨率,時(shí)間步長Δt=4×10-5s。求解器采用PISO方法對(duì)壓力、速度進(jìn)行耦合。

湍流模型采用SSTk-ω模型,以模擬逆壓梯度和流動(dòng)分離。Rehman等對(duì)NACA0015的數(shù)值模擬結(jié)果表明,分離較大時(shí),相對(duì)于k-ε模型和S-A模型,SSTk-ω模型具有更好的精度和算法穩(wěn)定性[16]。

1.2 計(jì)算模型

研究對(duì)象為NACA0015翼型,來流攻角α=20°,計(jì)算域?yàn)閳D1所示的C型區(qū)域,C型區(qū)域中心為NACA0015翼型,遠(yuǎn)場距離為15倍弦長。參照Gilarranz等的實(shí)驗(yàn)設(shè)置[17],數(shù)值模擬中取翼型的弦長c為0.375 m,來流速度U∞為35 m/s,基于弦長的雷諾數(shù)Re=8.96×105的合成射流出口寬度h=2 mm。

圖1 計(jì)算模型

除合成射流出口之外的翼型壁面采用無滑移絕熱邊界條件,遠(yuǎn)場進(jìn)口采用速度入口邊界條件,出口采用壓力出口邊界條件。在翼型表面Sjet處的合成射流出口采用周期性速度入口邊界條件[18],如圖2所示。合成射流出口速度

(1)

圖2 周期性速度入口邊界條件示意圖

1.3 網(wǎng)格

計(jì)算時(shí)采用的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格如圖3所示。為保證邊界層內(nèi)的法向節(jié)點(diǎn)數(shù)不低于20,對(duì)翼型表面流動(dòng)邊界層區(qū)域進(jìn)行了加密;為保證單個(gè)合成射流激勵(lì)位于不同位置時(shí)計(jì)算的網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)一致,對(duì)本文翼型從前緣到尾緣的11個(gè)不同的合成射流位置進(jìn)行了局部加密。壁面第一層網(wǎng)格的長度為10-5c,絕大部分壁面區(qū)域的Y+<1,總網(wǎng)格數(shù)為104 664。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格

1.4 數(shù)值模型檢驗(yàn)

本文計(jì)算了α=19.4°時(shí)的無控制流場,并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[12]進(jìn)行了對(duì)比。α=19.4°時(shí)翼型表面壓力系數(shù)分布的對(duì)比如圖4所示。可以看出,除翼型的吸力面分離區(qū)外,其他部分計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)基本吻合。翼型吸力面區(qū)域出現(xiàn)差異說明數(shù)值模型預(yù)測的流動(dòng)分離與實(shí)際有一定偏差,這是由湍流模型的局限性造成的。總體而言,本數(shù)值計(jì)算模型可以較準(zhǔn)確地模擬攻角臨近20°時(shí)的翼型繞流。

圖4 α=19.4°時(shí)翼型表面壓力系數(shù)分布

2 合成射流位置對(duì)氣動(dòng)性能的影響

在上述數(shù)值模型的基礎(chǔ)上,針對(duì)α=20°分別計(jì)算了無控制時(shí)和合成射流布置在翼型上表面Sjet/c=0.05～0.95之間的11個(gè)不同位置時(shí)的翼型流場。

單個(gè)合成射流布置在不同位置時(shí)的時(shí)均升阻比如圖5所示。Sjet/c=0.12～0.4為有效控制區(qū),升阻比明顯提升,其中Sjet/c=0.3～0.4時(shí)提升最大,為最優(yōu)控制區(qū)。靠近前緣的Sjet/c=0.05,以及從翼型中部Sjet/c=0.5直至尾緣附近的Sjet/c=0.95均為無效控制區(qū),升阻比相比控制前幾乎無提升,甚至在靠近尾緣處翼型性能下降。在翼型中部Sjet/c為0.4～0.5之間出現(xiàn)了升阻比的驟然下降。雖然在原流場分離點(diǎn)附近的合成射流激勵(lì)能夠有效減小分離,但是最優(yōu)的控制位置卻位于分離區(qū)內(nèi)部。

圖5 時(shí)均升阻比隨合成射流激勵(lì)位置的變化

不同合成射流激勵(lì)位置的時(shí)均升力系數(shù)和阻力系數(shù)分別如圖6和圖7所示。從圖6看出:當(dāng)激勵(lì)位置靠近前緣的Sjet/c=0.05時(shí),升力系數(shù)略有增加;隨著激勵(lì)位置的后移,升力系數(shù)逐漸增大,在Sjet/c=0.4達(dá)到最優(yōu);從Sjet/c=0.4到Sjet/c=0.5,升力系數(shù)顯著下降;當(dāng)Sjet/c=0.5～0.8,升力系數(shù)隨著位置的后移略有下降,并在靠近尾緣的Sjet/c=0.95處有所回升。從圖7看出:當(dāng)Sjet/c=0.05～0.3,阻力系數(shù)逐漸下降;Sjet/c=0.4相對(duì)Sjet/c=0.3阻力系數(shù)略有提升,但仍優(yōu)于其他位置;當(dāng)激勵(lì)位置從Sjet/c=0.4變化到Sjet/c=0.5時(shí),阻力系數(shù)顯著上升,此后一直到尾緣,阻力系數(shù)隨著位置的后移逐步上升。這是因?yàn)榭刂泣c(diǎn)越靠近尾緣,對(duì)分離區(qū)產(chǎn)生影響的能力越低,對(duì)壓差阻力的影響越小,甚至?xí)驗(yàn)橛绊懳槽E區(qū)的摻混使得阻力系數(shù)相比控制前上升。

圖6 時(shí)均升力系數(shù)隨合成射流激勵(lì)位置的變化

Sjet/c=0.4作為最優(yōu)控制點(diǎn)之一的翼型流場及控制點(diǎn)位于Sjet/c=0.12時(shí)翼型流場如圖8所示。在未施加控制時(shí),原始流場分離從吸力面前緣開始,分離區(qū)域很大;在Sjet/c=0.12,即在分離點(diǎn)附近施加合成射流控制之后,分離區(qū)的面積明顯減小;在分離區(qū)內(nèi)部Sjet/c=0.4處施加控制后,分離區(qū)減小更加明顯。三者氣動(dòng)性能的定量對(duì)比如表1所示。當(dāng)合成射流布置在分離點(diǎn)附近時(shí),翼型性能相對(duì)控制前大幅提升,升阻比增加了126.2%,分離點(diǎn)由x/c=0.132推遲到x/c=0.313。但是,當(dāng)合成射流布置在Sjet/c=0.4處,分離控制的效果相比控制點(diǎn)在分離點(diǎn)附近時(shí)更好,升阻比相比控制前提升293%,分離點(diǎn)推遲到x/c=0.591。

(a)無控制

(b)Sjet/c=0.12

(c)Sjet/c=0.40圖8 翼型附近的時(shí)均流線圖

控制點(diǎn)位于Sjet/c=0.12、Sjet/c=0.4時(shí)翼型表面時(shí)均壓力系數(shù)分布如圖9所示。可以看出,合成射流控制對(duì)翼型繞流的影響是全局性的。相對(duì)控制前,Sjet/c=0.12時(shí)翼型吸力面的壓力系數(shù)峰值的絕對(duì)值大幅增加,該值平臺(tái)區(qū)縮短,壓力面絕大部分區(qū)域的壓力系數(shù)也有所增加。翼型前緣下游處尖鋒突起對(duì)應(yīng)著合成射流的作用位置。Sjet/c=0.4時(shí)吸力面壓力系數(shù)峰值的絕對(duì)值繼續(xù)增加,在控制點(diǎn)之前的壓力系數(shù)小于控制前,在控制點(diǎn)之后的壓力系數(shù)大于控制前,在壓力面的壓力系數(shù)大于Sjet/c=0.12時(shí)的壓力系數(shù)。壓力系數(shù)分布的不同也導(dǎo)致了這2種控制的升力系數(shù)出現(xiàn)差異。

表1 控制前、Sjet/c=0.12和Sjet/c=0.40時(shí)的氣動(dòng)性能對(duì)比

綜合來看,在大攻角下,翼型原始流場分離點(diǎn)位于靠近前緣的位置,在分離點(diǎn)附近至分離點(diǎn)中部一定位置均可以有效控制分離,提升翼型的氣動(dòng)性能,其中位于分離區(qū)內(nèi)部Sjet/c=0.3～0.4的控制效果最優(yōu)。雖然已有研究表明尾緣控制對(duì)于小攻角情況有一定的作用[9],但對(duì)大攻角情況并非如此。

圖9 時(shí)均壓力系數(shù)分布對(duì)比

3 基于POD的流場分析

3.1 POD原理

POD由Lumley提出[19],是一種針對(duì)非定常流場實(shí)驗(yàn)或者計(jì)算結(jié)果的一種流場分析方法,其通過對(duì)非定常流場的時(shí)空解耦,提取出湍流大尺度結(jié)構(gòu)。在Lumley方法的基礎(chǔ)上,Sirovich提出了目前廣泛使用的POD snapshots(快照)方法[20]。

(2)

(3)

3.2 控制前流場的POD分析

在大于3倍流場周期的時(shí)間范圍內(nèi),等時(shí)間間距取150個(gè)瞬時(shí)速度場快照作為基本數(shù)據(jù),分別對(duì)無控流場和在不同點(diǎn)處施加合成射流的流場進(jìn)行POD分析。

無控流場的POD分析提取出的前五階模態(tài)所占能量比例如表2所示。前五階模態(tài)已經(jīng)包含了幾乎全部的模態(tài)能量,更高階模態(tài)對(duì)應(yīng)的能量趨于0。一階模態(tài)在翼型附近的流線如圖10a所示,該形態(tài)與圖8a中時(shí)均流線非常相近,代表非定常流動(dòng)的平均流動(dòng)成分,占據(jù)了整個(gè)非定常流場的絕大部分能量。二階模態(tài)和更高階模態(tài)對(duì)應(yīng)流場中相應(yīng)能量的湍流大尺度結(jié)構(gòu)分布,它們所占能量的相對(duì)比例較小且呈遞減變化。二階模態(tài)的流線如圖10b所示,其中翼型上表面附近和翼型后部尾跡區(qū)內(nèi)的渦系代表了相應(yīng)位置的湍流大尺度結(jié)構(gòu)。

表2 無控制時(shí)的流場前五階模態(tài)及其能量比例

(a)一階模態(tài) (b)二階模態(tài)圖10 無控制時(shí)速度場一階和二階模態(tài)

3.3 無控流場和控制后流場的對(duì)比分析

從計(jì)算中選取有代表性的Sjet/c=0.12～0.60之間的位置,將其POD分析結(jié)果與無控流場進(jìn)行了比較。Sjet/c=0.12～0.4為有效控制區(qū),Sjet/c為0.3和0.4的控制效果最好,Sjet/c為0.5和0.6時(shí)為無效控制。

3.3.1 模態(tài)時(shí)間系數(shù)的對(duì)比 模態(tài)時(shí)間系數(shù)反映了各模態(tài)的時(shí)間特性。一階和二階模態(tài)時(shí)間系數(shù)隨時(shí)間的變化如圖11所示。可以看出,合成射流的引入明顯增強(qiáng)了流場各階模態(tài)的非定常波動(dòng)幅度。當(dāng)Sjet/c=0.12時(shí),一階模態(tài)的波動(dòng)幅度最大,這是因?yàn)楹铣缮淞骷?lì)施加在分離點(diǎn)附近時(shí),流場的不穩(wěn)定性更顯著。相對(duì)位于Sjet/c=0.5～0.6的無效控制,在Sjet/c=0.12～0.4的有效控制后一階模態(tài)波動(dòng)的均值顯著下降。

(a)一階模態(tài)

(b)二階模態(tài)T:合成射流周期圖11 無控流場及一階和二階模態(tài)時(shí)間系數(shù)隨時(shí)間的變化

3.3.2 各階模態(tài)能量分配的對(duì)比 合成射流控制后流場各階模態(tài)能量分配與控制前的對(duì)比如圖12和表3所示。施加合成射流后二階以上模態(tài)能量比例大幅提升,一階模態(tài)所占能量比例下降。可見,合成射流的引入使能量在各階模態(tài)間的分配發(fā)生了變化,能量從代表平均流的一階模態(tài)轉(zhuǎn)移到代表流場內(nèi)大尺度擬序結(jié)構(gòu)的二階以上模態(tài)。四階以上模態(tài)能量比例極小,二、三階模態(tài)是代表大尺度擬序結(jié)構(gòu)的主要模態(tài)。控制前二階模態(tài)所占能量比例與三階模態(tài)近似,控制后二階模態(tài)所占能量比例提升了一個(gè)數(shù)量級(jí),其相對(duì)三階模態(tài)對(duì)合成射流激勵(lì)的響應(yīng)程度更大。

圖12 各階模態(tài)所占比例對(duì)比

3.3.3 主要模態(tài)的形態(tài)分析 一階模態(tài)代表平均流動(dòng),而分離點(diǎn)是一階模態(tài)在翼型上表面的流場特征位置。從計(jì)算結(jié)果已知,代表平均流的時(shí)均分離點(diǎn)并非合成射流激勵(lì)的最優(yōu)位置,合成射流的最優(yōu)作用位置應(yīng)由代表流場中大尺度湍流結(jié)構(gòu)的二階及以上模態(tài)的特征位置決定,見圖12。在這些模態(tài)中,二、三階模態(tài)占據(jù)了絕大部分的能量,其中二階模態(tài)對(duì)合成射流激勵(lì)有相對(duì)最強(qiáng)的響應(yīng)。合成射流激勵(lì)的最佳位置應(yīng)與二階模態(tài)的特征位置有關(guān)。

無控制時(shí)翼型附近流場二階模態(tài)的流線如圖13所示。可以看出,該翼型表面存在一個(gè)顯著的渦團(tuán)。該渦結(jié)構(gòu)所在的位置為x/c=0.282～0.443,效果最好的控制點(diǎn)位于該范圍之內(nèi)。

圖13 無控時(shí)流場二階模態(tài)流線圖

合成射流位置Sjet/c=0.12～0.6時(shí)控制后流場的二階模態(tài)流線如圖14所示。前文中提到控制效果從Sjet/c=0.4到Sjet/c=0.5驟然下降,相應(yīng)地控制后流場二階模態(tài)結(jié)構(gòu)也明顯不同。Sjet/c=0.12～0.4(對(duì)應(yīng)有效控制區(qū))時(shí),從合成射流激勵(lì)位置到尾緣之間有一系列連續(xù)分布的渦團(tuán),合成射流與邊界層相互作用的影響向下游傳遞,并對(duì)翼型流場產(chǎn)生了全局性影響。Sjet/c=0.5～0.6(對(duì)應(yīng)無效控制區(qū))時(shí),控制后的翼型表面僅在合成射流激勵(lì)位置附近有一個(gè)渦結(jié)構(gòu),其與尾緣之間并未出現(xiàn)與Sjet/c=0.4類似的連續(xù)分布的渦,這反映了合成射流對(duì)翼型上表面分離區(qū)的影響局限在射流激勵(lì)位置附近,無法對(duì)整個(gè)分離流動(dòng)產(chǎn)生顯著影響。

以上的現(xiàn)象可以由控制前流場二階模態(tài)位于翼型上表面x/c=0.282～0.443之間的特征渦結(jié)構(gòu)(見圖13)來解釋,該渦結(jié)構(gòu)所在位置為分離區(qū)的特征位置。當(dāng)合成射流布置在Sjet/c=0.12～0.4之間時(shí),控制點(diǎn)位于該特征渦團(tuán)位置或者距渦團(tuán)較近的上游,合成射流激勵(lì)可以在下游影響該特征渦團(tuán),從而對(duì)分離區(qū)產(chǎn)生顯著影響,達(dá)到好的控制效果。當(dāng)激勵(lì)位置在Sjet/c=0.3和0.4時(shí),控制點(diǎn)恰好位于特征渦團(tuán)范圍內(nèi),可對(duì)分離區(qū)產(chǎn)生更大的影響,于是這2個(gè)位置的激勵(lì)表現(xiàn)出了優(yōu)于其他位置的控制效果。當(dāng)控制點(diǎn)位于Sjet/c=0.5及下游時(shí),射流無法影響到位于上游的特征渦團(tuán)結(jié)構(gòu),亦無法有效控制分離,故升阻比逐漸減小。但是,合成射流激勵(lì)改變了模態(tài)結(jié)構(gòu),使得最終二階模態(tài)流線圖中只出現(xiàn)了在激勵(lì)位置附近的渦結(jié)構(gòu)。此外,Sjet/c=0.05雖然位于該特征渦團(tuán)的上游,但是因?yàn)榫嚯x較遠(yuǎn),無法產(chǎn)生足夠的影響,故靠近前緣的Sjet/c=0.05處無控制效果。

綜上所述,在大攻角下,合成射流控制的最佳位置并不是代表平均流動(dòng)的一階模態(tài)的特征位置時(shí)均分離點(diǎn),而與代表湍流大尺度結(jié)構(gòu)的二階模態(tài)的特征渦團(tuán)所在位置有關(guān),在該位置及距其較近的上游區(qū)域可以獲得較好的控制效果,在該位置可以獲得相對(duì)最好的控制效果,在該位置下游則幾乎無效果。

(a)Sjet/c=0.12 (b)Sjet/c=0.20

(c)Sjet/c=0.30 (d)Sjet/c=0.40

(e)Sjet/c=0.50 (f)Sjet/c=0.60圖14 控制后流場的二階模態(tài)流線圖

4 結(jié) 論

本文以NACA0015翼型為研究對(duì)象,研究了大攻角(α=20°)下合成射流激勵(lì)位置對(duì)分離流動(dòng)控制效果的影響,并通過POD方法對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了分析和解釋。

研究表明,當(dāng)攻角為20°時(shí),翼型表面流動(dòng)分離嚴(yán)重,單個(gè)合成射流激勵(lì)的控制效果隨位置的不同而變化,合成射流的最優(yōu)控制位置并不是分離點(diǎn),而是位于分離區(qū)內(nèi)部Sjet/c=0.3～0.4范圍。當(dāng)合成射流激勵(lì)位于Sjet/c=0.12～0.4時(shí),分離得到有效控制,分離點(diǎn)大大后移,增升減阻的效果顯著。Sjet/c=0.3～0.4時(shí)控制效果相對(duì)最好,較控制前的升阻比提升了293%。Sjet/c=0.05或Sjet/c=0.5～0.95時(shí),合成射流控制幾乎無效果。

通過POD分析表明,合成射流控制增加了流場的非定常波動(dòng)幅度,改變了流場各主要模態(tài)之間的能量分配,使得一階模態(tài)所占能量減少,二階及以上模態(tài)所占能量增加。合成射流的最佳控制位置與一階模態(tài)的特征位置分離點(diǎn)不對(duì)應(yīng),而與二階模態(tài)中翼型上表面的特征渦結(jié)構(gòu)有關(guān),它代表了二階模態(tài)的特征位置。有效的控制必須位于二階模態(tài)中的特征渦區(qū)域或者距離渦較近的上游位置。

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(編輯 苗凌)

Numerical Investigation for Influence of Synthetic Jet Actuation Location on Airfoil Flow Separation Control at Large Attack Angle

LAN Aiqing,WANG Zhiheng,YU Hongshi,XI Guang

(School of Energy and Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China)

For a NACA0015 airfoil, 2-D unsteady flow fields are calculated when a synthetic jet is put at different locations on the suction surface at a large attack angle (α=20°) and Reynolds number of 8.96×105based on chord length. POD (proper orthogonal decomposition) method is utilized to analyze the computation results, and relevant control mechanisms are explained. The results show that actuation location of a synthetic jet exerts significant influence on effects of flow separation control. When the actuator is located between 0.12 and 0.40 of chord length, flow separation on the airfoil is effectively suppressed, enhancing lift coefficient and reducing drag coefficient with lift to drag ratio increasing by 293%. The optimal location is not near the time-averaged separation point as widely suggested but at some downstream locations inside the separation zone. POD analysis on computation results indicates that the introduction of synthetic jets would change the energy distribution among different modes, and that energy is transferred from 1st-order mode representing mean flow to 2nd-order mode or higher modes which represent large scale coherent structures. The best location for synthetic jet actuation is closely related to the site of a characteristic vortex on the suction side of the airfoil in 2nd-order mode. In order to reach optimal control effects, synthetic actuation should be located within the covering range of the characteristic vortex. It is ineffective to put a synthetic jet at downstream or far upstream of the location of that vortex.

synthetic jet; airfoil flow separation; actuation location; proper orthogonal decomposition

2016-02-04。 作者簡介:蘭艾青(1990—),男,碩士生;席光(通信作者),男,教授,博士生導(dǎo)師。 基金項(xiàng)目:國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51236006,51576153)。

時(shí)間:2016-05-10

10.7652/xjtuxb201607017

V211.3

A

0253-987X(2016)07-0110-08

網(wǎng)絡(luò)出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20160510.1517.004.html