翼型结构边界层吹气控制的数值研究

张志强,崔 可,贺雅婷（.中国华能集团公司邯峰发电厂,河北 邯郸 056000；.中铁电气工业有限公司,河北 保定 0700；.河北省邯郸市传染病医院体检中心,河北 邯郸 056000）

翼型结构边界层吹气控制的数值研究

张志强1,崔 可2,贺雅婷3
（1.中国华能集团公司邯峰发电厂,河北 邯郸 056000；2.中铁电气工业有限公司,河北 保定 071003；3.河北省邯郸市传染病医院体检中心,河北 邯郸 056000）

摘 要：翼型工作时，流体流道的几何形状因翼型而发生的改变会使流体运动速度的大小和方向发生改变，从而产生流动分离。流动分离产生的冲击会造成流动损失。通过长期以来的研究，研究者们发现层流流动控制技术能够有效地减阻，解决失速问题。本文利用FLUENT软件，对已建立的翼型模型进行开缝处理，研究其对应的流场特性和气动性能。结果表明：开缝的层流控制方法能够有效的减阻，改善翼型气动性能。

关键词：翼型；边界层；吹气控制；开缝；数值模拟

0 引言

众所周知，翼型结构在国民生产生活中有着广泛的应用，一方面，我们需要利用流体通过翼型结构来获得能量[1]；在另一些方面，我们希望尽量减小流体通过翼型结构时产生的阻力，以节省能源、稳定翼型结构的工作状态[2-3]。人们发现，当翼型前来流方向(即攻角)大于某一值(即临界攻角)时，稳定压力面的绕流流场将会发生非定常分离和失速，翼型的升力系数突然降低，阻力系数迅速增大。就目前而言，在众多的减阻控制技术中，层流流动控制是一项非常有效的减小摩擦阻力的控制技术，它通过采取控制措施抑制边界层内部各种不稳定扰动的发展和放大,使失稳的边界层变得稳定，从而延迟边界层转捩的发生。因此，将翼型开缝吹气技术应用于改善翼型气动特性有重要的意义。

1　计算模型和数值计算方法

对G4-73No.8D翼型进行了等比例的缩小，翼型弦长C=20cm。设定计算域四周边界距翼型表面的距离均为15倍。为了在满足计算精度的前提下尽可能减少网格数量，提高计算效率，翼型附近网格加密处理如图1所示，网格由翼型表面向四周扩散。

本文以FLUENT软件作为流场求解器，采用雷诺时均守恒Navier-Stokes方程。湍流模型选取Realizable k-ε两方程模型。入口边界设置为速度进口边界条件，并给定初始湍流参数。出口边界设置为压力出口，翼型表面采用无滑移边界条件。

2　数值模拟结果

2.1 开缝前的模拟

空气来流速度为50m/s，攻角为-30°时模拟得到的翼型附近的速度分布云图如2图所示：

速度分布云图

由图2可以看出，在-30°这样一个较大的攻角下，风机翼型腹面形成旋涡从前缘开始几乎已经占据整个翼型，在翼型表面产生了滞至流体区域，且随着气流流向，滞止区域逐渐增大，从而排挤上游来流，使整个边界层发生分离；同时可以看出，在滞止区域内有较大的漩涡产生，这些现象都极不利于叶片的气动特性，会对叶片本身的升阻力产生较大影响。

经分析可知，在攻角较小时，翼型壁面附近的流场都处于顺压梯度(dp/dx＜0)区，此时，由于顺压差和层外势流的加速，边界层内的流体始终保持向下游流动，流体质点沿翼型表面前进不会停滞，也不会出现边界层分离现象。而在攻角较大时，翼型壁面附近的流场就会出现逆压梯度(dp/dx＞0)区，逆压差和层外势流的减速使得边界层中流动减速，边界层内滞止区域增大，使得压强升高，滞止流体发生回流，在边界层内形成涡流。

2.2 开缝处理及模拟结果分析

由图2所表现的翼型的大攻角绕流速度分布可以看出，在此工况下在翼型压力面处的流体微团流速很小，并且具有很高的压力。故确定开缝方案为：前缘端开缝位置为翼型几何弦长2%处，在翼型压力面，为来流进口端；尾缘端开缝位置为翼型几何弦长70%处，在翼型吸力面，为流体出口端；开缝宽度为1mm。网格划分方案为，对开缝内部采用尺寸函数加密；在外部流场与开缝入口出口相接区域内，由于流体流速流向发生较大变化，也采用尺寸函数进行加密，并采用自适应网格进行修正；对于其他边界层部分及远场计算域的网格划分，均参照未开缝模型进行。

风机开缝翼型在来流速度为50m/s时的模拟结果如图3所示：

对图2与图3做比较分析，可以发现，在相同攻角下，开缝风机翼型的涡流区域明显减小，而且攻角越大，减小效果越明显。开缝使得压力面的高压流体经过直接由吸力面吹出，吹出的气流不仅破坏了物面的连续性，限制了边界层的发展，而且通过开缝缝隙的气流的吹除作用，使得涡流能够迅速脱落，从而减少了滞止流体的数量，减小了涡流区的面积。翼型开缝后压力面与吸力面的压力差较开缝前大大的减小。此时高压流体通过缝隙自行进入低压处，起到了类似于平衡孔的作用，有效的改善了翼型在恶劣工况下的气动性能。但同时可以看到，由于开缝位置的相对固定，单个模型对于翼型升阻力的影响规律可能并不明确。已图3为例，尽管开缝平衡了压力面和吸力面的压力，也限值了吸力面后半段滞止区域的过分发展，但由于攻角较大，在翼型前段就已经发生较大区域的边界层分离与流体滞止，因而使得开缝后的吸力面出现了多个不均匀的涡流区，且可以推断随着时间变化，这些涡流区将不停的发生变化，这一现象很不利于翼型升阻力的优化。所以对于开缝方案对升阻力的影响规律还需进一步研究和分析。

参考文献：

[1]杨科，王会社，徐建中等.开缝式风力机静态失速特性的研究[J].工程热物理学报,2008,29(01):32-35.

[2]胡丹梅，李佳，闫海津.水平轴风力机翼型动态失速的数值模拟[J].中国电机工程学报,2010,30(20):106-111.

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

作者简介：张志强(1986-)，男，河北衡水人，本科，助理工程师，研究方向：火电厂机组节能降耗改造研究。