多孔介质对翼型绕流边界层影响的数值研究
发布时间：2021-04-02 06:52
以多孔尾缘结构SD-7003翼型为研究对象,基于格子Boltzmann方法（LBM）研究了不同多孔介质材料对翼型边界层发展及尾缘流动的影响规律。研究结果表明:LBM方法可以精确地计算出可渗透壁的多孔翼型边界层特征,且数值模拟结果与文献参考值非常吻合;相对于实体翼型,多孔尾缘上、下面压差推动渗流穿过多孔区衰减翼型表面的气动载荷波动,其衰减程度依赖于多孔材料的流阻;多孔翼型压力面与吸力面的边界层厚度较实体翼型有明显的增加,且边界层厚度随流阻的减少而增加。
【文章来源】：应用力学学报. 2020,37(03)北大核心CSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
SD-7003多孔翼型Fig.1SD-7003porousairfoil
型尾缘采用不同多孔介质的SD-7003翼型进行数值模拟，研究不同可渗透多孔介质壁对翼型边界层发展以及尾缘流动的影响规律。2计算模型与数值方法2.1计算模型本文以SD-7003翼型为基体，在距翼型前缘0.8~1.0倍弦长(C)处是多孔区域，如图1所示。其中多孔区域所占比例较小是为了避免翼型气动特性出现较大的改变。图1SD-7003多孔翼型Fig.1SD-7003porousairfoil(a)全局网格(fullcomputationdomain)(b)局部网格(localmesh)图2翼型非均匀分布网格图Fig.2Ununiformmeshofairfoil如图2所示，计算域大小为30C30C，其中C=0.235m。因为本文翼型绕流的数值模拟属于多尺度问题，在LBM方法领域中应用广泛的均匀网格不能满足此类问题的计算需求。为了克服均匀网格技术存在的不足，在LBM实施过程中采用非均匀的四叉树网格保证计算的稳定性。图2(a)和图2(b)分别给出了翼型全局网格图和局部网格图，近壁面区域格子尺寸为3.0×10-4C，保证壁面y的量级为1，+x最大值为5[16]。此外，翼型曲线边界的处理方法同文献[17]，保证LBM方法在空间上具有二阶精度。上、下边界类型为无反射边界，流体入口边界类型为速度进口边界，流体出口边界类型为连续出口边界，避免来自边界的不必要压力波反射。2.2数值计算方法本文基于LBM方法[18-19]对多孔介质在REV尺度下翼型的流场进行二维数值研究，采用D2Q9速度离散模型，亚格子模型采用动态Smagorinsky亚格子模型[20-22]。多孔介质内部采用REV尺度平均下的控制方程，并与外部流动联立求解[14]，多孔介质内部流动的控制方程与N-S方程一致，即u
1162应用力学学报第37卷文献[23]中的实验值进行对比。其中多孔介质材料为Recemat。由图3可知，数值计算得到的边界层位移厚度与实验值非常吻合，说明LBM方法能够比较精确地模拟可渗透壁的多孔翼型边界层特征。图3多孔翼型上表面边界层位移厚度Fig.3Displacementthicknessofsurfaceboundarylayeronporousairfoil3.2尾缘流动影响图4为实体翼型与不同多孔翼型时均流线及压力云图。从图4可以看出：由于翼型上、下表面的压力差，压力面流体穿过多孔区从吸力面流出；随着材料流阻的降低，这种现象逐渐不显著。低流阻的多孔翼型类似使用截断方式的修形翼型，其尾缘会产生一对类似方柱绕流的涡对，会对其气动特性产生较大的影响。从流线结果可以看到，Recemat多孔翼型中，多孔区域呈现一对稳定的回流旋涡。在涡对的右侧少量气流由翼型压力面穿过多孔区域从吸力面流出，但不够明显。Panacell45ppi多孔翼型中，多孔区域存在两个大的回流区，从翼型压力面到吸力面的渗流现象消失。气流分别从尾缘两侧流入多孔介质区域汇合后沿来流方向流出，压力趋于一致。为研究不同多孔介质材料对翼型表面压力脉动的影响，采用压力均方根值(RootMeanSquare,简称RMS)进行分析。图5为实体翼型及不同多孔翼型表面压力脉动RMS分布图。从图5中可以看出，在翼型前缘到x/C0.45位置的范围内，不同翼型的表面压力脉动总体呈上升趋势。在弦长位置x/C0.45~1.0范围内，不同翼型表面压力脉动急剧增大，并出现一定的波动。较强的压力脉动出现在翼型的尾缘附近，表明这一区域流动的稳定性降低。对比不同翼型表面压力脉动可以发现，多孔介质?
【参考文献】：
期刊论文
[1]多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验[J]. 刘汉儒,陈南树. 航空学报. 2017(06)
[2]亚临界圆柱绕流的DES方法比较[J]. 唐虎,常士楠,成竹,马兰. 航空学报. 2017(03)
[3]REV尺度多孔介质格子Boltzmann方法的数学模型及应用的研究进展[J]. 张潇丹,雍玉梅,李文军,赵元生,李媛媛,杨巧文,杨超. 化工进展. 2016(06)
[4]弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟[J]. 邓小龙,解亚军. 应用力学学报. 2013(02)
[5]圆柱绕流流场结构的大涡模拟研究[J]. 郝鹏,李国栋,杨兰,陈刚. 应用力学学报. 2012(04)
本文编号：3114806
【文章来源】：应用力学学报. 2020,37(03)北大核心CSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
SD-7003多孔翼型Fig.1SD-7003porousairfoil
型尾缘采用不同多孔介质的SD-7003翼型进行数值模拟，研究不同可渗透多孔介质壁对翼型边界层发展以及尾缘流动的影响规律。2计算模型与数值方法2.1计算模型本文以SD-7003翼型为基体，在距翼型前缘0.8~1.0倍弦长(C)处是多孔区域，如图1所示。其中多孔区域所占比例较小是为了避免翼型气动特性出现较大的改变。图1SD-7003多孔翼型Fig.1SD-7003porousairfoil(a)全局网格(fullcomputationdomain)(b)局部网格(localmesh)图2翼型非均匀分布网格图Fig.2Ununiformmeshofairfoil如图2所示，计算域大小为30C30C，其中C=0.235m。因为本文翼型绕流的数值模拟属于多尺度问题，在LBM方法领域中应用广泛的均匀网格不能满足此类问题的计算需求。为了克服均匀网格技术存在的不足，在LBM实施过程中采用非均匀的四叉树网格保证计算的稳定性。图2(a)和图2(b)分别给出了翼型全局网格图和局部网格图，近壁面区域格子尺寸为3.0×10-4C，保证壁面y的量级为1，+x最大值为5[16]。此外，翼型曲线边界的处理方法同文献[17]，保证LBM方法在空间上具有二阶精度。上、下边界类型为无反射边界，流体入口边界类型为速度进口边界，流体出口边界类型为连续出口边界，避免来自边界的不必要压力波反射。2.2数值计算方法本文基于LBM方法[18-19]对多孔介质在REV尺度下翼型的流场进行二维数值研究，采用D2Q9速度离散模型，亚格子模型采用动态Smagorinsky亚格子模型[20-22]。多孔介质内部采用REV尺度平均下的控制方程，并与外部流动联立求解[14]，多孔介质内部流动的控制方程与N-S方程一致，即u
1162应用力学学报第37卷文献[23]中的实验值进行对比。其中多孔介质材料为Recemat。由图3可知，数值计算得到的边界层位移厚度与实验值非常吻合，说明LBM方法能够比较精确地模拟可渗透壁的多孔翼型边界层特征。图3多孔翼型上表面边界层位移厚度Fig.3Displacementthicknessofsurfaceboundarylayeronporousairfoil3.2尾缘流动影响图4为实体翼型与不同多孔翼型时均流线及压力云图。从图4可以看出：由于翼型上、下表面的压力差，压力面流体穿过多孔区从吸力面流出；随着材料流阻的降低，这种现象逐渐不显著。低流阻的多孔翼型类似使用截断方式的修形翼型，其尾缘会产生一对类似方柱绕流的涡对，会对其气动特性产生较大的影响。从流线结果可以看到，Recemat多孔翼型中，多孔区域呈现一对稳定的回流旋涡。在涡对的右侧少量气流由翼型压力面穿过多孔区域从吸力面流出，但不够明显。Panacell45ppi多孔翼型中，多孔区域存在两个大的回流区，从翼型压力面到吸力面的渗流现象消失。气流分别从尾缘两侧流入多孔介质区域汇合后沿来流方向流出，压力趋于一致。为研究不同多孔介质材料对翼型表面压力脉动的影响，采用压力均方根值(RootMeanSquare,简称RMS)进行分析。图5为实体翼型及不同多孔翼型表面压力脉动RMS分布图。从图5中可以看出，在翼型前缘到x/C0.45位置的范围内，不同翼型的表面压力脉动总体呈上升趋势。在弦长位置x/C0.45~1.0范围内，不同翼型表面压力脉动急剧增大，并出现一定的波动。较强的压力脉动出现在翼型的尾缘附近，表明这一区域流动的稳定性降低。对比不同翼型表面压力脉动可以发现，多孔介质?
【参考文献】：
期刊论文
[1]多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验[J]. 刘汉儒,陈南树. 航空学报. 2017(06)
[2]亚临界圆柱绕流的DES方法比较[J]. 唐虎,常士楠,成竹,马兰. 航空学报. 2017(03)
[3]REV尺度多孔介质格子Boltzmann方法的数学模型及应用的研究进展[J]. 张潇丹,雍玉梅,李文军,赵元生,李媛媛,杨巧文,杨超. 化工进展. 2016(06)
[4]弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟[J]. 邓小龙,解亚军. 应用力学学报. 2013(02)
[5]圆柱绕流流场结构的大涡模拟研究[J]. 郝鹏,李国栋,杨兰,陈刚. 应用力学学报. 2012(04)
本文编号：3114806
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