方背式MIRA模型射流主動控制氣動減阻研究

田 思，吳 敏，朱 玲，楊彥君

(奇瑞汽車股份有限公司, 安徽 蕪湖 241000)

隨著科技的進步，數(shù)值仿真技術(shù)得到快速發(fā)展，被越來越多地應(yīng)用于工程實際中。汽車空氣動力學的數(shù)值模擬也可以通過計算機技術(shù)來實現(xiàn)。計算流體動力學也被稱做CFD[1]，計算機技術(shù)的進步使得該方法數(shù)值仿真的效率和仿真結(jié)果的可靠度都有很大的提升[2]。車輛外流場的流動結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且氣體的流動特征是不規(guī)則的，外流場仿真的精確度受很多因素的影響，主要有幾何模型的前處理及建模、網(wǎng)格劃分的類型、物理模型的選取、計算資源的供給和仿真策略的制定等[3]。本文在前人研究的基礎(chǔ)上，采用精確度較高的仿真方法，對數(shù)模外流場進行研究。本研究參考文獻[4]，使用CFD仿真軟件STAR-CCM+，采用準確度高的CFD仿真策略，從網(wǎng)格的類型、湍流模型選取、網(wǎng)格的尺寸3個方面進行分析[5]。

汽車的行駛阻力主要包括壓差阻力和行駛阻力，其中壓差阻力占主要部分，這也是本研究關(guān)注的重點。氣體流過車身后會在車身尾部產(chǎn)生流動分離，在尾部產(chǎn)生一個負壓區(qū)，從而產(chǎn)生較大的氣動阻力。通過分析車身尾流的流動結(jié)構(gòu)可以知道壓差阻力產(chǎn)生的原因，采用相應(yīng)的尾流控制措施減小車輛的氣動阻力[6]。流動控制技術(shù)主要有被動控制與主動控制兩大類，目前比較常見的流動控制技術(shù)為被動控制方式，其措施簡單，且確定后即可保持不變，如采用導(dǎo)流罩、擾流板等[7]。主動控制方式與之相反，其控制是實時的、動態(tài)的，且隨氣體流動的變化而改變，常見的有可調(diào)式尾翼、主動進氣格柵、定常射流技術(shù)、合成射流技術(shù)、抽吸和吹除等[8-9]。主動進氣格柵目前已經(jīng)普遍應(yīng)用于汽車上，該裝置可主動改變進氣格柵開閉狀態(tài)，控制進氣量及風阻，從而提高燃油經(jīng)濟性并快速達到發(fā)動機的較佳工作溫度。氣體的黏性作用使氣流在物體表面形成一層很薄的附面層，通過一定的流動控制手段可以改變氣流的分離狀況，從而實現(xiàn)減阻[10]。受仿真條件的限制，本研究選用較為簡單的定常射流主動控制技術(shù)，對流場施加外部激勵，通過對流場輸入能量改變外部流場的流動特性，以減小氣動阻力。 本文選用雷諾時均法SSTk-ω湍流模型對方背式MIRA模型進行射流主動控制氣動減阻研究。MIRA模型的形狀更接近實車，其尾流結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，模型周圍外流場的變化影響模型表面壓力的分布，從而決定了阻力系數(shù)的大小。考慮到其表面壓力又受尾部分離渦的較大影響，因此本研究減阻的重點在于控制模型的尾部分離渦[11]。

傳統(tǒng)的減阻方式是被動控制減阻技術(shù)，通過改變局部特征改善流體的流動特性[12]，從而實現(xiàn)減阻。本研究采用主動控制的方式，對流場施加外部激勵，通過對流場輸入能量改變外部流場的流動特性，通過對射流的布置參數(shù)的優(yōu)化來尋找最優(yōu)射流方案，從而減小MIRA模型的氣動阻力。首先，根據(jù)前人研究成果選定方背式MIRA模型尾部的3個位置作為分析對象，在固定了射流孔的形狀后，采用定常射流的方式，通過改變射流速度的大小，分別探討在這3個射流位置下不同射流速度對模型阻力的影響，研究了射流孔的數(shù)量對模型減阻的影響，以實現(xiàn)一定程度的減阻。本文分析了減阻機理，對射流主動控制減阻的研究有重要參考意義[13]。

1 模型選擇及方案設(shè)定

1.1 模型選取

研究汽車氣動特性的標準模型有多種，其中常見的模型就有MIRA模型。前人對MIRA模型進行了大量的仿真與風洞試驗，有豐富的經(jīng)驗數(shù)據(jù)可以參考[14]。本文選用快背式MIRA模型作為研究對象，標準MIRA模型示意圖如圖1所示，尺寸參數(shù)如表1所示。為了研究方便，選用1/4大小的MIRA模型。

圖1 MIRA模型示意圖

序號號名稱尺寸/mm1總長4 1652總寬1 6253總高1 4214軸距2 5405輪距1 2706發(fā)動機罩長度1 0557輪胎寬度1808車輪半徑3059車窗下沿距離71010前懸53511頂棚高度50812下車身高度70813離地間隙20514倒角半徑15215頂棚寬度1 420

1.2 仿真方案設(shè)定

本文參照文獻[4]所做的研究，采用固定的射流孔形狀和垂直射流的方式，固定射流孔的位置，研究射流速度對尾流結(jié)構(gòu)的影響。比例模型的阻力主要有摩擦阻力和壓差阻力，其中壓差阻力占主要部分。壓差阻力的形成與模型的尾流結(jié)構(gòu)直接相關(guān)，因此射流孔的位置設(shè)置在尾部區(qū)域[15]，如圖2所示。為方便研究，本文采用的射流孔形狀是一致的，均為兩端為圓型的矩形射流孔。射流孔關(guān)于模型的縱軸線是對稱的，兩端圓心的距離為221.6 mm，兩端圓弧的半徑為1.5 mm，孔的深度為10 mm。射流孔的具體形狀尺寸如圖3所示，圖4分別為A、B、C三個位置下射流孔橫向?qū)ΨQ線到模型最近分離邊界的距離。

圖2 MIRA模型尾部開孔示意圖

圖3 射流孔尺寸

圖4 射流孔位置

2 計算模型設(shè)置

本文采用1/4快背式MIRA模型，使用整車模型的阻力系數(shù)Cd作為評價指標，研究主動控制減阻技術(shù)對減小整車阻力的作用。采用的數(shù)字風洞為16 m×4 m×2.5 m的長方體計算域，模型的阻塞約為1%，基本滿足了對阻塞比的要求[16]。選擇合適的計算域，模型距入口的距離約為模型長度的5倍，模型距出口的距離約為模型長度的9倍，這樣的設(shè)置使模型周圍有足夠大的空間，保證附近特別是尾部的空氣流動能充分發(fā)展。為與風洞試驗的數(shù)據(jù)保持一致，且滿足雷諾數(shù)和湍流強度的要求[17]，設(shè)定60 m/s的來流速度。由于空氣相對于汽車的流速低于0.3Ma，在汽車外流場的仿真中，空氣可以被看做是理想的氣體[18]，具有不可壓縮性，因此采用離散控制方程，應(yīng)用有限體積法去求解。在求解器的設(shè)置方面，空間離散格式對計算的穩(wěn)定性有較大影響，松弛因子對控制方程的求解速度有較大影響，這兩個因素都影響著計算結(jié)果的精確性。根據(jù)經(jīng)驗，本文采用適中的松弛因子和滿足2階精度的離散格式[19]。

如圖5所示，模型設(shè)定3層加密體，為了保證計算結(jié)果的精確性，第1層加密體的網(wǎng)格尺寸設(shè)置得較小些。為了更接近實際工況，需要對邊界層進行模擬[20]，邊界層網(wǎng)格設(shè)置為5層的棱柱層網(wǎng)格，圖6為邊界層網(wǎng)格示意圖。考慮到邊界函數(shù)對仿真精確度的影響，本文通過調(diào)整網(wǎng)格的大小，使計算模型的Y+值處于經(jīng)驗值之間，確保對邊界層流動的仿真更準確[21]。

圖5 幾何模型與網(wǎng)格空間整體布置

圖6 邊界層網(wǎng)格示意圖

計算模型的物理條件及求解參數(shù)設(shè)置如表2所示。

表2 仿真相關(guān)參數(shù)設(shè)置

3 仿真精確度研究

本文以整車模型的阻力系數(shù)Cd作為評價指標，阻力系數(shù)的計算公式如式(1)所示。

(1)

其中：Cd表示氣動阻力系數(shù)；D表示模型阻力；ρ表示空氣密度；v表示來流速度；A表示模型沿著來流方向的正投影面積。研究Re對模型阻力系數(shù)的影響，以10 m/s為間隔，給定10～100 m/s范圍內(nèi)的10個來流速度，計算模型在不同來流下的阻力系數(shù)，結(jié)果如圖7所示。

圖7 不同來流下的阻力系數(shù)對比

從圖7可以看出：氣動阻力系數(shù)整體隨來流速度的增加而減小，且逐漸趨于平穩(wěn)，這是Re效應(yīng)的結(jié)果。當Re高于一定值后，模型的氣動阻力將會進入自準區(qū)，氣動阻力系數(shù)的變化受雷諾數(shù)變化影響減小，阻力系數(shù)的變化趨于平緩。本文選用的來流速度為60 m/s，基本達到模型的自準區(qū)，可以忽略Re對模型阻力系數(shù)的影響[22]。當來流速度為60 m/s時，模型阻力系數(shù)為0.379 6。通過查閱相關(guān)文獻，方背式MIRA模型的風洞試驗阻力系數(shù)值為0.376 8[23]，仿真與試驗的誤差為0.74%。受多種因素的影響，認為此誤差在允許范圍內(nèi)，因此本文仿真的精確度是可信的。

4 仿真結(jié)果分析

4.1 單射流孔方案初步仿真

本文第2節(jié)介紹了射流孔的布置方案以及開口形狀。分別對A、B、C這3個選定位置的射流方案進行仿真計算。根據(jù)經(jīng)驗，給定5～50 m/s的速度區(qū)間，以5 m/s為間隔，共10種速度方案，通過計算給定位置下不同射流速度的模型，得到50個計算結(jié)果，如表3所示，其中Case 0為原始模型的計算工況，阻力系數(shù)為0.379 6。在保證計算精確度的基礎(chǔ)上，計算得到各工況下模型的阻力系數(shù)。為使誤差降到最低，仿真的結(jié)果均精確到小數(shù)點后第4位，即萬分位，且取后500步計算結(jié)果的平均值作為最終評價指標。

表3 阻力系數(shù)初步仿真結(jié)果

將表3中的數(shù)據(jù)繪制成如圖8所示的折線圖，可以清晰地看到減阻方案的變化趨勢。圖8中Case 0為給定的原始數(shù)模的阻力系數(shù)，在圖中是一條直線，用來做對比分析，數(shù)值在這條直線上方的方案阻力增大，在直線下方的方案阻力變小，說明有減阻效果。從折線圖8中可以看出：Case A這個位置下的減阻工況沒有明顯的減阻效果，而且使模型的阻力增大很多，同時整體隨著射流速度的增大，阻力有增大的趨勢；對于Case B和Case C這2個位置下的減阻工況，隨著射流速度的增加，模型阻力系數(shù)在基礎(chǔ)值上下浮動，說明隨著射流速度的變化，模型周圍流場波動較大；在Case B中，當射流速度為45m/s時，模型最小阻力系數(shù)為0.364 2，減阻率為4.1%；在Case C中，當射流速度為35 m/s時，模型最小阻力系數(shù)為0.369 6，減阻率為2.6%， 為了實現(xiàn)更大的減阻，需要做進一步的仿真。

圖8 不同工況下阻力系數(shù)對比

4.2 單射流孔方案第二輪仿真

經(jīng)過第1輪的仿真分析，已經(jīng)排除了Case A這個位置下的仿真工況。為進一步探討射流速度對減阻結(jié)果的影響，在Case B工況下，以45 m/s為基準，在它的兩側(cè)以1 m/s為間隔增加8種射流方案，仿真結(jié)果如表4所示。在Case C工況下，以35 m/s為基準，在它的兩側(cè)以1 m/s為間隔增加8種射流方案，仿真結(jié)果如表5所示。經(jīng)對比發(fā)現(xiàn)，在Case B位置的減阻方案中，當射流速度是45 m/s時有最好的減阻效果，因此確定Case B中最優(yōu)減阻方案為射流速度為45 m/s時的工況，此時模型的阻力系數(shù)為0.364 2，相比原始數(shù)模，阻力系數(shù)降低了4.06%，減阻效果明顯。在Case C位置的減阻方案中，當射流速度是34 m/s時有最好的減阻效果，因此確定Case C中最優(yōu)減阻方案為射流速度為34m/s時的工況，此時模型的阻力系數(shù)為0.3684，相比原始數(shù)模，阻力系數(shù)降低了2.95%，減阻效果明顯。

4.3 組合射流孔方案仿真

在對預(yù)設(shè)的幾個位置進行了研究之后，找到各個位置減阻效果最好的工況，即在B位置采用45 m/s的射流，此時模型的阻力系數(shù)為0.364 2，在C位置采用34 m/s的射流，此時模型的阻力系數(shù)為0.368 4。

表4 Case B阻力系數(shù)第2輪仿真結(jié)果

表5 Case C阻力系數(shù)第2輪仿真結(jié)果

接下來探索組合工況對減阻效果的影響，即在Case B和Case C這兩個有效位置同時開孔，B位置采用45 m/s的射流，C位置采用34 m/s的射流，這個工況命名為Case B-C，方案示意圖如圖9所示，射流孔的尺寸和布置形式不變。

圖9 組合工況Case B-C方案示意圖

計算得到組合工況的阻力系數(shù)為0.363 6，相比原始數(shù)模阻力系數(shù)降低4.21%，相比Case B阻力系數(shù)降低0.16%,相比Case C阻力系數(shù)降低1.3%，減阻效果較明顯，有較大的參考意義。后面將對組合工況下的減阻方案進行后處理分析，探索減阻機理。

4.4 最優(yōu)工況減阻機理分析

對最佳減阻工況的計算結(jié)果做可視化分析，研究射流減阻的減阻機理。圖10為標準方背式MIRA模型與最優(yōu)減阻工況的尾部豎直面上的壓力云圖。由圖10可見：最優(yōu)減阻工況下豎直面上的壓力相較于標準模型有所增大，高壓區(qū)域增大，這就有效地減小了模型的壓差阻力。

圖11為標準方背式MIRA模型與最優(yōu)減阻工況的縱向?qū)ΨQ面上的速度矢量圖。由圖11可以看到：優(yōu)化模型的尾部分離渦遠離車體，分離區(qū)域增大，延遲了車體表面氣流的分離，這是導(dǎo)致模型表面壓力增大的主要原因，有利于減小模型的壓差阻力；在射流孔的附近有較小的回流，會有一定的能量損耗，但并不影響模型整體的降阻效果。

圖10 尾部壓力云圖

圖11 縱向?qū)ΨQ面上速度矢量圖

圖12為標準模型與最優(yōu)減阻工況的尾部10 mm處橫截面上的速度云圖。從圖12可以看出：減阻方案尾部氣流的流動情況得到較好的改善，尾部的負壓增大，對模型有較大減阻效果。

圖12 尾部10 mm處橫截面上速度云圖

5 結(jié)論

本文使用數(shù)值模擬的方法，采用定常射流的方式，對方背式標準MIRA模型進行了減阻研究，通過主動控制的手段實現(xiàn)了對外流場流動的控制。對模型尾部各個可能有效的位置進行了仿真分析，探究了射流速度對減阻效果的影響，得到如下結(jié)論：

1) MIRA模型的主要阻力來自于壓差阻力，減阻的重點在于改善模型尾部的流場，在設(shè)置的3個可能有效的位置中，有減阻效果的為B、C位置。

2) 射流的速度影響減阻的效果。經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)：在B位置下，當射流速度為45 m/s時，模型的阻力系數(shù)為0.364 2，相比原始模型，阻力系數(shù)降低了4.06%；在C位置下，當射流速度為34 m/s時，模型的阻力系數(shù)為0.368 4，相比原始模型，阻力系數(shù)降低了2.95%。

3) 在組合方案中，模型的阻力系數(shù)為0.363 6，相比原始數(shù)模，阻力系數(shù)降低了4.21%，減阻效果明顯。

4) 在組合方案中，射流改變了模型尾部區(qū)域氣流的流動，使流過車體表面的氣流延遲分離，分離區(qū)域增大，提高了模型尾部的負壓，從而使模型整體的壓差阻力減小。

[1] JOHANNES B，MARK C，BASIL K.Active set solver for min-max robust control with state and input constraints[J].Int.J.Robust.Nonlinear Control,2016(15):3209-3231.

[2] 徐濤.數(shù)值計算方法[M].吉林：吉林科學技術(shù)出版社，1998.

[3] MOHAMMAD H G，ALI J D.Investigating the influence of dimensional scaling on aerodynamic characteristics of wind turbine using CFD simulation[J].RenewableEnergy,2016(5):059-065.

[4] 田思．Ahmed模型射流主動控制氣動減阻策略研究[D]．長春：吉林大學，2016．

[5] 邵書鑫．汽車外流場精確仿真與尾部凸起結(jié)構(gòu)減阻控制研究[D]．長春：吉林大學，2014．

[6] KENICHI S,MASATO T,NORIO Y,et al.Unsteady transonic aerodynamics during wing flutter[J].Open Engineering,2012(3):410-417.

[7] 張英朝，丁偉，陳濤.商用車駕駛室導(dǎo)流罩氣動造型設(shè)計[J].汽車工程，2014(9):1063-1067.

[9] 何丹懷,廖斌,楊雅文,等.采用CFD-KULI耦合方法的主動格柵對汽車氣動阻力和散熱性能的影響研究[J].重慶理工大學學報(自然科學),2017(12):53-57.

[10] ALY M E Z,KABEEL A E,ELSAYED S S,et al.CFD Analysis of Flow Fields for Shrouded Wind Turbine’s Diffuser Model with Different Flange Angles[J].Alexandria Engineering Journal,2016(8):036-045.

[11] VITALE A,CORRARO F.Identification from Flight Data of the Italian Unmanned Space Vehicle[J].IFAC Proceedings Volumes,2012(16):2481-2488.

[12] LI Qing’an,YASUNARI Kamada,TAKAO Maeda,et al.Fundamental Study on Aerodynamic Force of Floating Offshore Wind Turbine with Cyclic Pitch Mechanism[J].IIDA Energy,2016(1):049-056.

[13] SPOHN A,GILLIERON P.Flow separations generated by a simplified geometry of an automotive vehicle[Z].IUTAM Symposium:Unsteady Separated Flows,2002:452-459.

[14] 王佳，楊志剛．階背式MIRA模型氣動阻力數(shù)值模擬網(wǎng)格無關(guān)性研究[J]．佳木斯大學學報(自然科學版)，2012，30(3):079-086.

[15] LIANG Y,YING Z,YANG S,et al.Numerical simulation of aerodynamic interaction for a tilt rotor aircraft in helicopter mode[J].中國航空學報(英文版),2016,29(4):843-854.

[16] JOHN D．計算流體力學基礎(chǔ)及其應(yīng)用[M]．吳頌平，劉趙淼，譯．北京：機械工業(yè)出版社，2007.

[17] PAPADIMITRIOU D I,PAPADIMITRIOU C.Aerodynamic shape optimization for minimum robust drag and lift reliability constraint[J].Aerospace Science & Technology,2016,55:24-33.

[18] 李鳳蔚．空氣與氣體動力學引論[M]．西安：西北工業(yè)大學出版社，2007．

[19] SUNNY K A,KUMAR N M.Vertical Axis Wind Turbine:Aerodynamic Modelling and its Testing in Wind Tunnel[J].Procedia Computer Science,2016,93:1017-1023.

[20] JOHN D.計算流體力學入門[M]．姚朝暉，周強,譯．北京：清華大學出版社，2010．

[21] 張英朝．基于仿真與試驗的汽車風洞修正研究[D]．長春：吉林大學，2010．

[22] 郭鵬．基于尾部流動結(jié)構(gòu)的車輛氣動減阻技術(shù)研究[D] ．長春：吉林大學，2015．

[23] 王師．MIRA模型組氣動特性模型風洞試驗研究[D]．長沙：湖南大學，2011．