尾缘襟翼缝隙大小对风力机翼型气动性能的影响
发布时间：2022-01-04 12:47
分离式尾缘襟翼在制造时不可避免留有缝隙,针对缝隙会对翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了三种缝隙的S809分离式尾缘襟翼模型及不带缝隙的整体式尾缘襟翼模型。分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小分别为弦长的1‰、2‰、4‰。采用商用软件fluent对三种缝隙襟翼模型和无缝隙的襟翼模型进行多迎角下的升阻力特性数值计算,并对不同缝隙襟翼模型和无缝襟翼模型周边流场、流线及压力分布进行了分析比较。结果表明:缝隙的存在使带缝隙的翼型在一定迎角范围内升力系数降低,阻力系数增加;随着缝隙的增大,升力系数降低幅值增大,阻力系数增大幅值也增加;小迎角范围内,随着迎角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小。缝隙为1‰c时,分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,缝隙对翼型气动性能的影响很小,襟翼结构设计时可以作为设计参考参数。
【文章来源】：空气动力学学报. 2018,36(01)北大核心CSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
图１带襟翼的Ｓ８０９翼型Ｆｉｇ．１ＡｉｒｆｏｉｌＳ８０９ｗｉｔｈｆｌａｐ
ｍｍ。在基本翼型距尾缘１０％ｃ处增加襟翼，如图１所示。模型翼型本体与尾缘襟翼之间的缝隙采用ＣＡＤ软件进行了局部优化处理，使得缝隙在整个分离面上分布均匀，且缝隙处曲线与襟翼上下翼面均相切。襟翼绕襟翼旋转中心向翼型压力面旋转，构成１０°偏转角的分离式尾缘襟翼模型，如图２（ａ）所示，图中襟翼模型缝隙大小Ｌ分别为１‰ｃ、２‰ｃ、４‰ｃ，图２（ｂ）为无缝隙襟翼模型。图１带襟翼的Ｓ８０９翼型Ｆｉｇ．１ＡｉｒｆｏｉｌＳ８０９ｗｉｔｈｆｌａｐ图２Ｓ８０９尾缘襟翼计算模型Ｆｉｇ．２ＭｏｄｅｌｏｆａｉｒｆｏｉｌＳ８０９ｗｉｔｈｔｒａｉｌｉｎｇｅｄｇｅｆｌａｐ１．２网格划分在相同算法下，均匀分布的正交计算网格能获得高的计算精度［１６］，文章采用多块网格划分技术生成了正交性好的结构化网格。计算域分成半圆区域与矩形区域两部分，襟翼模型置于半圆圆心附近且水平放置，整个计算域采用Ｃ型网格拓扑结构进行网格划分，并在翼型的前缘、后缘、缝隙及襟翼连接处进行了局部加密。为避免入口和出口边界干扰，计算域入口段距翼型前缘２０倍弦长，出口段距翼型后缘２０倍弦长，上下边界分别为２０倍弦长，定义计算域左边的半圆为速度入口，定义右侧边界为压力出口边界条件，定义翼型上下翼面为无滑移壁面条件。为较准确的模拟边界层内流动，翼型壁面附近第一层网格满足ｙ＋值在１附近。计算区域网格及翼型附近局部网格如图３所示。４２空气动力学学报第３６卷
图３网格结构对比Ｆｉｇ．３Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｇｒｉｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅ１．３计算模型Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均法（ＲＡＮＳ）已经成为近年主要的流动分析计算方法，在各种湍流模型中，常用的计算模型有Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ提出的Ｓ－Ａ一方程湍流模型与Ｗｉｌｃｏｘ提出的二方程湍流模型。Ｍｅｎｔｅｒ［１７］混合采用ｋ－ε和标准ｋ－ω模型，得到了ＳＳＴｋ－ω模型，ＳＳＴｋ－ω模型合并了ω方程中的交叉扩散，并且考虑了湍流剪应力的传播，这些改进使得ＳＳＴｋ－ω模型比标准的ｋ－ω模型具有更高的精度和可信度。该文采用了ＳＳＴｋ－ω湍流模型对尾缘襟翼模型流场进行了计算。１．４计算相关参数雷诺数Ｒｅ为２×１０６，收敛标准为计算残差小于１０－６。无襟翼Ｓ８０９翼型迎角分别为０°、１．０２°、５．１３°、９．２２°、１４．２４°、２０．１５°。三种带缝隙分离式尾缘襟翼模型以及整体式尾缘襟翼模型迎角０～１８°，步长为２°。２计算模型可靠性分析为证明所用算法的可靠性及合理性，对三种网格数、６种特定迎角下的气动性能计算结果与风洞试验数据［１８－１９］进行了对比。首先对Ｓ８０９模型进行了网格无关性验证，选取三种网格数分别为１０５００、１５４８００和２５４６００，表１和表２分别为三种网格模型升力系数和阻力系数计算结果对比。由表１和表２表明网格数为１０５００模型计算的结果误差较其他两种网格数模型计算误差大一倍多，后两种网格计算误差近似相等。所以选取网格数为１５４８００的模型作
【参考文献】：
期刊论文
[1]尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响[J]. 韩中合,贾亚雷,李恒凡,朱霄珣,董帅. 空气动力学学报. 2015(06)
[2]风力机分离式尾缘襟翼气动性能[J]. 韩中合,贾亚雷,李恒凡,李秋菊,刘华新,朱霄珣. 农业工程学报. 2014(20)
[3]前缘缝翼内型的气动设计研究[J]. 邓一菊,廖振荣,段卓毅. 空气动力学学报. 2014(03)
[4]凹槽对风力机叶片尾缘襟翼性能的影响[J]. 李传峰,徐宇,徐建中. 工程热物理学报. 2011(11)
[5]计算模型维数对风力机翼型气动性能预测的影响[J]. 李银然,李仁年,王秀勇,李德顺. 农业机械学报. 2011(02)
[6]缝隙大小对高超音速分离流的影响[J]. 高瑞峰. 空气动力学学报. 1988(01)
本文编号：3568367
【文章来源】：空气动力学学报. 2018,36(01)北大核心CSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
图１带襟翼的Ｓ８０９翼型Ｆｉｇ．１ＡｉｒｆｏｉｌＳ８０９ｗｉｔｈｆｌａｐ
ｍｍ。在基本翼型距尾缘１０％ｃ处增加襟翼，如图１所示。模型翼型本体与尾缘襟翼之间的缝隙采用ＣＡＤ软件进行了局部优化处理，使得缝隙在整个分离面上分布均匀，且缝隙处曲线与襟翼上下翼面均相切。襟翼绕襟翼旋转中心向翼型压力面旋转，构成１０°偏转角的分离式尾缘襟翼模型，如图２（ａ）所示，图中襟翼模型缝隙大小Ｌ分别为１‰ｃ、２‰ｃ、４‰ｃ，图２（ｂ）为无缝隙襟翼模型。图１带襟翼的Ｓ８０９翼型Ｆｉｇ．１ＡｉｒｆｏｉｌＳ８０９ｗｉｔｈｆｌａｐ图２Ｓ８０９尾缘襟翼计算模型Ｆｉｇ．２ＭｏｄｅｌｏｆａｉｒｆｏｉｌＳ８０９ｗｉｔｈｔｒａｉｌｉｎｇｅｄｇｅｆｌａｐ１．２网格划分在相同算法下，均匀分布的正交计算网格能获得高的计算精度［１６］，文章采用多块网格划分技术生成了正交性好的结构化网格。计算域分成半圆区域与矩形区域两部分，襟翼模型置于半圆圆心附近且水平放置，整个计算域采用Ｃ型网格拓扑结构进行网格划分，并在翼型的前缘、后缘、缝隙及襟翼连接处进行了局部加密。为避免入口和出口边界干扰，计算域入口段距翼型前缘２０倍弦长，出口段距翼型后缘２０倍弦长，上下边界分别为２０倍弦长，定义计算域左边的半圆为速度入口，定义右侧边界为压力出口边界条件，定义翼型上下翼面为无滑移壁面条件。为较准确的模拟边界层内流动，翼型壁面附近第一层网格满足ｙ＋值在１附近。计算区域网格及翼型附近局部网格如图３所示。４２空气动力学学报第３６卷
图３网格结构对比Ｆｉｇ．３Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｇｒｉｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅ１．３计算模型Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均法（ＲＡＮＳ）已经成为近年主要的流动分析计算方法，在各种湍流模型中，常用的计算模型有Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ提出的Ｓ－Ａ一方程湍流模型与Ｗｉｌｃｏｘ提出的二方程湍流模型。Ｍｅｎｔｅｒ［１７］混合采用ｋ－ε和标准ｋ－ω模型，得到了ＳＳＴｋ－ω模型，ＳＳＴｋ－ω模型合并了ω方程中的交叉扩散，并且考虑了湍流剪应力的传播，这些改进使得ＳＳＴｋ－ω模型比标准的ｋ－ω模型具有更高的精度和可信度。该文采用了ＳＳＴｋ－ω湍流模型对尾缘襟翼模型流场进行了计算。１．４计算相关参数雷诺数Ｒｅ为２×１０６，收敛标准为计算残差小于１０－６。无襟翼Ｓ８０９翼型迎角分别为０°、１．０２°、５．１３°、９．２２°、１４．２４°、２０．１５°。三种带缝隙分离式尾缘襟翼模型以及整体式尾缘襟翼模型迎角０～１８°，步长为２°。２计算模型可靠性分析为证明所用算法的可靠性及合理性，对三种网格数、６种特定迎角下的气动性能计算结果与风洞试验数据［１８－１９］进行了对比。首先对Ｓ８０９模型进行了网格无关性验证，选取三种网格数分别为１０５００、１５４８００和２５４６００，表１和表２分别为三种网格模型升力系数和阻力系数计算结果对比。由表１和表２表明网格数为１０５００模型计算的结果误差较其他两种网格数模型计算误差大一倍多，后两种网格计算误差近似相等。所以选取网格数为１５４８００的模型作
【参考文献】：
期刊论文
[1]尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响[J]. 韩中合,贾亚雷,李恒凡,朱霄珣,董帅. 空气动力学学报. 2015(06)
[2]风力机分离式尾缘襟翼气动性能[J]. 韩中合,贾亚雷,李恒凡,李秋菊,刘华新,朱霄珣. 农业工程学报. 2014(20)
[3]前缘缝翼内型的气动设计研究[J]. 邓一菊,廖振荣,段卓毅. 空气动力学学报. 2014(03)
[4]凹槽对风力机叶片尾缘襟翼性能的影响[J]. 李传峰,徐宇,徐建中. 工程热物理学报. 2011(11)
[5]计算模型维数对风力机翼型气动性能预测的影响[J]. 李银然,李仁年,王秀勇,李德顺. 农业机械学报. 2011(02)
[6]缝隙大小对高超音速分离流的影响[J]. 高瑞峰. 空气动力学学报. 1988(01)
本文编号：3568367
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