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《基于合成射流風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬.pdf》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在行業(yè)資料-天天文庫(kù)。
1、第27卷第2期河南工程學(xué)院學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版)Vo1．27，No．22015年6月J0URNALOFHENANINSTITUTEOFENGINEERINGJun．2015基于合成射流風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬馬濤，吳素珍(河南工程學(xué)院機(jī)械工程學(xué)院，河南鄭州451191)摘要：在翼型上引入射流，以較小流動(dòng)干擾對(duì)翼型表面繞流進(jìn)行主動(dòng)流動(dòng)控制，從而達(dá)到延遲失速、抑制分離、增升減阻的目的．通過(guò)數(shù)值模擬方法，分析了合成射流中的參數(shù)射流偏角、動(dòng)量系數(shù)和無(wú)量綱頻率對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響．結(jié)果表明，合理地選擇射流參數(shù)可以達(dá)到抑制翼型流動(dòng)分離、實(shí)現(xiàn)增升減阻的目的，得
2、出了相關(guān)參數(shù)與翼型特性之間的關(guān)系曲線，為下一步射流器的選擇與控制提供了一些有意義的幫助．關(guān)鍵詞：主動(dòng)流動(dòng)控制；合成射流；控制參數(shù)；翼型中圖分類號(hào)：V211．3文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號(hào)：1674—330X(2015)02—0060—03增升減阻是風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)一個(gè)重要的研究課題，而流動(dòng)控制技術(shù)是解決增升減阻問(wèn)題的有效方法．合成射流控制技術(shù)由于其能耗低、響應(yīng)快、不需要外界氣源的特點(diǎn)，已成為當(dāng)前最有發(fā)展前景的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)．從20世紀(jì)初開始，國(guó)內(nèi)外研究人員進(jìn)行了大量的流動(dòng)控制研究¨I4J．You等對(duì)NACA0015翼型進(jìn)行了大渦三維模擬研究，結(jié)果表明射流能
3、夠延遲分離、提高升力且與實(shí)驗(yàn)值很接近．張攀峰等通過(guò)對(duì)翼型氣動(dòng)特性、射流孔口附近流動(dòng)結(jié)構(gòu)的分析，揭示了合成射流處于分離區(qū)時(shí)對(duì)邊界層控制的機(jī)理．羅振兵等利用數(shù)值模擬方法分析了合成射流在不同工作狀態(tài)下對(duì)低速流射流矢量的影響，初步研究了其控制機(jī)理．但對(duì)于主動(dòng)流動(dòng)控制射流參數(shù)與翼型氣動(dòng)特性的關(guān)系沒(méi)有進(jìn)行具體的分析．在上述研究的基礎(chǔ)上，利用數(shù)值模擬的方法，綜合分析射流偏角、動(dòng)量系數(shù)及無(wú)量綱頻率對(duì)流動(dòng)控制效果的影響，旨在探討合成射流參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，為不同工作狀況下合成射流器的設(shè)計(jì)和使用提供了參考．1控制方程在翼型上設(shè)置合成射流器，在噴口處形成交替
4、吹吸氣的方式，對(duì)翼型上空氣流動(dòng)進(jìn)行擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)翼型表面流動(dòng)的分離控制，從而達(dá)到增升減阻的目的．采用在合成射流器噴口處附加非定常吹、吸氣邊界條件的方法以模擬合成射流對(duì)主流的干擾作用．噴口處速度定義為(t)=“sin(2，r+。)，u為合成射流速—=◆度幅值，．廠為合成射流入射頻率，。為合成射流初始相位角，代表沿射流出射方向的單位矢量．定義合成收稿日期：2015—03—02作者簡(jiǎn)介：馬濤(1983一)，男，河南信陽(yáng)人，助教，碩士，主要從事流體力學(xué)和風(fēng)電技術(shù)研究第2期馬濤，等：基于合成射流風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬·61·流吹氣動(dòng)量系數(shù)=()，定義無(wú)量
5、綱化時(shí)間t=tU~．在笛卡爾坐標(biāo)系下，對(duì)空間任意控制面積s，積分形式的時(shí)均化的二維非定常N—s方程可以寫為去d”JJf
6、s+J·，ldz=J·，ldf．式中，a．s為控制面積的sosos邊界，n為邊界的單位外法向向量，且PP(q—q6)0p“P(q—q6)+pTl七fqlW=H=，，日"=JDP(q—q6)+plyfl+THIpEpH(q—q6)+Pq6+gI式中，廠和g定義為廠=++后，g=“++koT．另外p，(，)，E，，p，分另0為流體的密度、速度q在絕對(duì)坐標(biāo)系下的兩個(gè)分量、總能、總焓、壓強(qiáng)、溫度，和k分別為黏l生系數(shù)和熱傳導(dǎo)系數(shù)2模擬參
7、數(shù)的設(shè)定以NACA0015翼型為研究對(duì)象，研究合成射流在低雷諾數(shù)下控制翼型流動(dòng)分離的機(jī)理，計(jì)算網(wǎng)格采用分塊生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法產(chǎn)生．為了更好地模擬合成射流的非定常湍流流場(chǎng)，在射流噴口處進(jìn)行了網(wǎng)格的局部加密處理，以便更好地獲得流場(chǎng)參數(shù)，來(lái)流條件為馬赫數(shù)為0．2，Re=3．6×10．在來(lái)流前方選擇半圓形邊界，以前緣為圓心，半徑為15c，定義為來(lái)流速度邊界條件，上下邊界距離前緣點(diǎn)15c，定義為遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，后場(chǎng)邊界距后緣點(diǎn)為10c，采用流動(dòng)出口邊界條件，在翼型屋面采用無(wú)滑移壁面邊界條件．通過(guò)Fluent程序提供的自定義函數(shù)(UDF)來(lái)定義射流器出口邊界
8、條件．3分析與驗(yàn)證計(jì)算采用商用軟件Fluent，控制方程為二維非定常Reynolds平均N—S方程，采用二階迎風(fēng)格式用于方程的空間離散、時(shí)間離散采用一階顯示格式、湍流模型采用s—A方程模型，圖2和圖3分別為翼型升力和阻力系數(shù)隨攻角變化的計(jì)算曲線．首先，計(jì)算了F=0．1，=0．O1，盧=20。的合成射流控制效果．不同攻角的翼型升力和阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果如圖4所示．1．6O．52·O1．O1．20．4l-60．80_3l·20．60．8O．20．80．40．4O．10．4O．2O．O圖2升力系數(shù)對(duì)比圖3阻力系數(shù)對(duì)比圖4控制前后升阻力系數(shù)Fig．2Comp
9、arisonofliftFig．3ComparisonofdragFig．4Liftanddragcoefficientwithcoef
