雷諾數(shù)對(duì)低速對(duì)稱翼型氣動(dòng)性能的影響

雷諾數(shù)對(duì)低速對(duì)稱翼型氣動(dòng)性能的影響

目前，用于風(fēng)動(dòng)機(jī)葉片的翼型有兩種：1）航空翼型及其訓(xùn)練型，如naca系列；2）風(fēng)景機(jī)特殊類型，如美國(guó)nrels系列、瑞典ffaw系列和荷蘭du系列。在垂直軸風(fēng)力機(jī)中,由于對(duì)其翼型的研究相對(duì)于水平軸風(fēng)力機(jī)來(lái)說(shuō)較少,且其翼型必須滿足升力系數(shù)大、阻力系數(shù)小,以及阻力系數(shù)要對(duì)稱于零升力角等特性;所以,實(shí)際中,NACA的4位數(shù)系列對(duì)稱翼型是經(jīng)常使用的翼型。NACA的4位數(shù)系列翼型是美國(guó)NACA最早建立的一個(gè)低速翼型系列,與早期的其他翼型相比,有較高的升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。本文采用Fluent軟件,對(duì)NACA0012、NACA0015和NA-CA0018翼型的氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。1計(jì)算值的值1.1自由剪切流的k方程通過(guò)對(duì)不同湍流模型數(shù)值模擬的嘗試和比較,本文采用了k-ω的SST湍流模型。該模型具有良好的穩(wěn)定性和收斂性,能精確預(yù)報(bào)壓力梯度流動(dòng)的對(duì)數(shù)層,并且對(duì)自由來(lái)流的湍流度也不敏感。k方程:ω方程:混合函數(shù)的表達(dá)式為:同時(shí),由于原始k-ω模型沒(méi)有考慮湍流剪切應(yīng)力的輸運(yùn),Menter認(rèn)為,這會(huì)導(dǎo)致對(duì)于渦黏性的過(guò)分估計(jì);因此,提出應(yīng)該使用以下公式對(duì)渦黏性進(jìn)行限制:式中,F2是類似F1的混合函數(shù),用來(lái)修正F1在自由剪切流中的誤差;S是表示張力的常量。這就是以k-ω模型為基礎(chǔ)的SST模型。1.2湍流擴(kuò)散長(zhǎng)度和進(jìn)口壓力u本文取弦長(zhǎng)為1.0m的翼型作為研究對(duì)象,建立長(zhǎng)度為20倍的翼型弦長(zhǎng),以及寬度為10倍的翼型弦長(zhǎng)計(jì)算區(qū)域,如圖1所示。進(jìn)口abcde給定為速度進(jìn)口,自由來(lái)流的湍流度為1%,湍流擴(kuò)散長(zhǎng)度為0.01m。出口afe為壓力出口,表壓力給定為零,湍流度和湍流擴(kuò)散長(zhǎng)度與進(jìn)口一樣。翼型表面gmhng滿足壁面無(wú)滑移條件。離散格式均采用2階迎風(fēng)離散格式,壓力速度的耦合采用SIMPLEC算法。1.3計(jì)算網(wǎng)格劃分使用CFD的專業(yè)前處理軟件Gambit生成用于Fluent6.3軟件的計(jì)算網(wǎng)格。網(wǎng)格為C型四邊形網(wǎng)格,翼型NACA0018的計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示,1個(gè)單元區(qū)域,4個(gè)面區(qū)域,網(wǎng)格劃分后,上、下翼型布置161個(gè)節(jié)點(diǎn),且有48370個(gè)單元,97287個(gè)面,48917個(gè)節(jié)點(diǎn)。2不同攻角的影響為了研究雷諾數(shù)變化對(duì)低速對(duì)稱翼型氣動(dòng)性能的影響,本文計(jì)算了雷諾數(shù)為0.16×106、0.36×106、0.7×106、1.0×106和2.0×106時(shí)翼型的氣動(dòng)特性。雷諾數(shù)的變化通過(guò)改變流速度實(shí)現(xiàn),計(jì)算攻角為0°~22°的升力系數(shù)Cl、阻力系數(shù)Cd隨攻角α的變化曲線。同一雷諾數(shù)時(shí),計(jì)算值與試驗(yàn)值的比較如圖3所示,其中,α為攻角。從圖3可以看出,所選翼型中,在攻角α<12°的范圍內(nèi),對(duì)3種翼型所計(jì)算的升力系數(shù)和阻力系數(shù)與試驗(yàn)值非常接近,說(shuō)明CFD軟件對(duì)于翼型升力和阻力的模擬計(jì)算已經(jīng)很精確,具有可信度。當(dāng)α>12°時(shí),計(jì)算值和試驗(yàn)值差別較大,且翼型NACA0012差別最大,只有翼型NACA0018的計(jì)算值與試驗(yàn)值最接近,且計(jì)算值的最大升力系數(shù)大于試驗(yàn)值,阻力系數(shù)小于試驗(yàn)值。這是由于采用的試驗(yàn)方法不同,選取的湍流模型等不同,以及試驗(yàn)儀器的精度等導(dǎo)致的差異。隨著攻角的增加,翼型NACA0012的升力系數(shù)達(dá)到最大后迅速下降,而NACA0018相比其他2個(gè)翼型下降最慢,且阻力系數(shù)上升也最慢。隨著相對(duì)厚度的增加,計(jì)算值和試驗(yàn)值越來(lái)越接近,這主要是因?yàn)樵谙鄬?duì)厚度(0.06~0.18)的范圍,翼型臨界迎角和最大升力系數(shù)都隨著相對(duì)厚度的增加而增大。從圖3中還可以看出,隨著雷諾數(shù)的增加,翼型的氣動(dòng)特性越來(lái)越好;而且對(duì)于同一翼型,隨著雷諾數(shù)的增加,升力系數(shù)的計(jì)算值越來(lái)越接近試驗(yàn)值,這主要是由于黏性效應(yīng)的影響。從以上分析可知,翼型NACA0018具有更好的氣動(dòng)性能。為了更加準(zhǔn)確地研究雷諾數(shù)對(duì)翼型NACA0018氣動(dòng)性能的影響,可對(duì)氣動(dòng)特性進(jìn)行深入分析,不同雷諾數(shù)對(duì)翼型NACA0018氣動(dòng)性能的影響如圖4所示。通過(guò)分析圖4中雷諾數(shù)對(duì)翼型NACA0018氣動(dòng)性能的影響可以發(fā)現(xiàn),隨著攻角的增加,不同的雷諾數(shù)所對(duì)應(yīng)的Cl、Cd和Cl/Cd差別越來(lái)越大,這是因?yàn)槔字Z數(shù)低時(shí),邊界層的黏性效應(yīng)增加會(huì)導(dǎo)致葉片翼型表面摩擦阻力增加,從而限制翼型最大升力系數(shù)的增加。通過(guò)研究還可以發(fā)現(xiàn),雷諾數(shù)越小,翼型越先失速,這是因?yàn)槔字Z數(shù)越小,黏性越大,阻力越大,越容易發(fā)生邊界層分離。從圖4c還可以看出,在攻角為10°時(shí),翼型NACA0018發(fā)生邊界層分離,攻角α為10°、12°14°的速度云圖和速度矢量圖如圖5所示。從圖5可以看出,攻角為10°時(shí),未發(fā)生邊界層分離;攻角為12°時(shí),在尾緣處開始出現(xiàn)邊界層分離;當(dāng)攻角為14°時(shí),在尾緣形成明顯的渦,出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。由此可知,對(duì)于翼型NACA0018的最佳攻角為10°。3氣動(dòng)性能分析本文運(yùn)用數(shù)值模擬計(jì)算,研究了雷諾數(shù)對(duì)低速對(duì)稱翼型氣動(dòng)性能的影響,由計(jì)算結(jié)果分析得出以下結(jié)論。1)隨著雷諾數(shù)的增加,翼型的氣動(dòng)特性越好;而且對(duì)于同一翼型,隨著雷諾數(shù)的增加,升力系數(shù)的計(jì)算值越來(lái)越接近試驗(yàn)值。隨著翼型相對(duì)厚度的增加,其計(jì)算值也越接近試驗(yàn)值;因此,翼型NA-CA0018具有更好的氣動(dòng)性能。2)雷諾數(shù)越大,升力系數(shù)越大,阻力系數(shù)越小,所以升阻比越大;雷諾數(shù)越小,黏性越