格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究-.pdf

第 5 4卷 第 4期 2 0 1 2年 8月 汽轮机技术 T URB I N E T EC HNOL OGY Vo 1 ． 5 4 No ． 4 Au g ． 2 0 1 2 格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究 戴丽萍， 陈柳明， 康 顺 华北电力大学 能源动力与机械工程学院 ， 北京 1 0 2 2 0 6 摘要 为了分析襟翼对风力机翼型气动性能的影响， 采用 F L U E N T软件对带有襟翼和不带襟翼的 N A C A 4 4 1 2翼型 进行了数值模拟。首先通过不同计算模型结果与实验数值的对比， 确定了适用于翼型计算的数值边界条件和湍流 模型； 其次 ， 通过比较无襟翼和l ％、 2 ％、 4 ％弦长 3种襟翼高度的翼型气动性能和流场的压力分布等 ， 对襟翼对流 场的影响和增升原理进行了分析。结果表明 在 一 5 。一十1 7 。 攻角范围内， G u me y 均可有效增加翼型升力， 并且襟 翼高度越大增升越明显， 但同时阻力也会有所增加 ， 受二者共同作用在小攻角时升阻比变化不大， 大攻角时升阻比 明显增加。襟翼后卡门涡街代表的低压区和襟翼前角涡代表的高压区的形成是增加翼型升力的根本原因。 关键词 格尼襟翼； 数值模拟； 增升原理 ； 边界条件； 湍流模型 分类号 T K 8 3 文献标识码 A 文章 编号 1 0 0 1 - 5 8 8 4 2 0 1 2 0 4 - 0 2 4 1 -03 Nu me r i c a l I n v e s t i g a t i o n o f t h e E ff e c t o f Gu r n e y F l a p o n Ai r f o i l Ae r o d y n a mi c s P e rf o r ma n c e DAI L i p i n g，C HE N L i u mi n g ，KA NG s h u n S c h o o l o f E n e r g y P o w e r a n d M e c h a n i c a l E n g i n e e r i n g ， N o a h C h i n a E l e c t r i c P o w e r U n i v e r s i t y ， B e ij i n g 1 0 2 2 0 6 ， C h i n a Ab s t r a c t T o a n a l y z e t h e e f f e c t o f Gu r n e y fl a p o n t h e a e r o d y n a mi c s p e rf o r ma n c e o f a i r f o i l ， C F D c o mme r c i a l s o f t w a r e F l u e n t a r e s e l e c t e d t o s i mu l a t e NAC A 4 41 2 a i rfo i l w i t h a n d wi t h o u t G u rne y fl a p ． F i r s t ， t h e b o u n d a r y c o n d i t i o n s a n d t u r b u l e n c e mo d e l a r e a s c e r t a i n e d t h r o u g h t h e c o mp a ris o n o f s e v e r al c o mp u t a t i o n r e s u l t s w i t h e x p e ri me n t r e s u l t s ；t h e n t h e e f f e c t o f Gu rne y fl a p o n t h e fl o w fi e l d a n d l i f t e n h a n c e me n t a r e a n a l y z e d t h o u g h c o mp a ri s o n o f p r e s s u r e d i s t r i b u t i o n o f c l e a n a i rfo i l a n d a i r f o i l wi t h 1 ％ 、 2 ％ 、 4 ％c h o r d h e i g h t Gu rne y fl a p ．T h e r e s u l t s s h o w t h a t b e t w e e n 一5 。～ 1 7 。a t t a c k a n g l e t h e l i ft f o r c e c a n b e e n h a n c e d e f f e c t i v e l y． a n d t h e l a r g e r t h e g u rne y fl a p h e i g h t i s ． t h e h i g h e r t h e l i f t i s ．A t t h e s a me t i me t h e d r a g f o r c e c a n b e r a i s e d ．Af f e c t e d b y l i ft a n d d r a g f o r c e t h e l i ft d r a g r a t i o c h a n g e l i t t l e a t l i t t l e a t t a c k a n g l e a n d i n c r e a s e a t mi d d l e a n d l a r g e a t t a c k a n g l e ．T h e l o w p r e s s u r e z o n e i n d u c e d b y Ka r ma u v o rt e x a n d t h e h i g h p r e s s u r e z o n e i n d u c e d b y c o rne r v o r t e x a r e t h e ma i n r e a s o n f o r l i f t e n h a n c e me n t ． Ke y wo r ds g ur ne y fla p；nume r i c al s i m u l a t i on；l i f t - e nha nc e me nt ；b ou ndar y c o ndi t i o ns；t ur b ul e nc e mo de l 0 前言 G u r n e y 襟翼是一种有效的翼型增升装置， 这点已经得到 大家普遍的认同。关于 G u me y襟翼增升原理和增升潜力的 研究 ， 国内外的许多学者都对此进行了数值和实验研究。如 申振华等通过实验研究 I 2 得出以下结论 当翼型的攻角较 小时格尼襟翼的作用不明显， 当翼型的攻角较大时增加格尼 襟翼可以显著增加翼型的升阻 比。陈家权等通过数值模拟 的方法分析了格尼襟翼对翼型的气动性能的影响 ， 结果表 明不同的翼型应当选用合适高度的格尼襟翼以最大限度提 高翼型的气动性能。国外学者如 J ． J ． Wa n g ， Y ． C ．L i 等 通 过理论分析和实验结果 ， 分析了格尼襟翼提高翼型升力的机 理， 并且指出， 格尼襟翼高度不超出边界层范围时对气动性 能的提高最为有利。但上述研究对流场细节的研究和描述 还不多 ， 因此本文通过对几种带有不同高度的襟翼的翼型的 流场进行了计算 ， 进一步来解释襟翼增升的原理。 1 边界条件和湍流模型对计算结果的影响 计算区域及网格如图 1 所示 ， 以后缘为基准点 ， 翼型前、 后延伸区分别取了1 2 ， 5 倍和 1 9倍弦长 ， 网格为结构化 C H网 格 ， 壁 面第 一层 网格 厚 度 为0 ． 2 m m， 网格 总数 为 3万 左右 。 零攻角 、 R e 为0 ． 6 81 0 时 在不 同计 算模 型 下 的结果 如表 1 B A 收稿 日期 2 0 1 l - l 1 4 9 作者简介 戴丽萍 1 9 7 9 ． ， 女 ， 讲师 ， 博士 ， 主要研究方 向为风力机及 叶轮机 械气体动力学 。 C 图 1 计算区域及网格示意 图 E D 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 4 2 汽轮机技术 第 5 4卷 所示， 其中翼型表面均采用 固体无滑移壁面条件。可以看 出， 不同的边界条件对收敛性的影响很大， 在方案 l的边界 条件设定中， 通过改变湍流模型、 减少方程亚松弛系数等方 法均未得到收敛的流场。在方案 2和方案 3中， 流体分别设 为不可压缩和完全气体 满足理想气体状态方程 ， 计算都可 很好的收敛 ， 且在相同的收敛准则下方案 2收敛所需计算步 数只需方案3的1 ／ 3 。不同边界条件得到的升力系数也有所 差别 ， 定性来讲 ， 方案 2计算得到的升力系数要大于方案 3 ， 相对误差在5 ％以内。此外， 比较表中不同湍流模型可以看 出， 湍流模型较边界条件对计算结果的影响更大。在边界条 件设置完全相同的情况下， 两种湍流模型计算结果的相对误 差可达9 ％。湍流模型和边界条件设定对计算精度的影响一 直以来是学术界的难点， 本文的重点是在消除数值误差带来 影响的前提下分析襟翼对流场的影响， 同已有文献上的实验 结果0 ． 4 5 相 比 J ， 方案 4采用 S A湍流模型 、 速度进 口和压力 出口的边界得到的结果较为接近， 因此下述计算中， 均采用 该方 案的设 定。 2 结 果与讨论 2 ． 1 整体性能 比较 带不同高度襟翼翼型和不带襟翼翼型的气动性能分布 如图 2和图 3 所示。由图可见 ， 襟翼使得升力系数和俯仰力 矩系数显著提高， 且襟翼高度越大这种作用越明显。以5 。 攻 角升力系数变化为例 ， 0 ． 0 1 倍、 0 ． 0 2 倍和0 ． 0 4 倍弦长高度的 襟翼分别使得升力系数增 J 11 3 5 ％、 5 3 ％和7 5 ％。如达到相同 的升力值， 带襟翼的翼型在更小 的攻角下即可满足。但另一 方面， 襟翼也会使得阻力系数有所增加。由二者所引起的升 阻比的变化如图4所示。由图可见， 在小攻角时， 1 ％弦长高 度襟翼翼型的升阻比同无襟翼翼型相比略有增加 ， 2 ％和4 ％ 弦长高度的襟翼翼型的升阻比同光滑翼型相比略有下降， 但 G ， G 繇 R 束 图2 翼型升阻力系数分布 总体来讲变化幅度不大； 在大攻角下， 所有带襟翼翼型的升 阻比同光滑翼型相比均有显著增大， 且襟翼尺寸越大增大越 显著。几种情况下0 ． 0 1 C 襟翼翼型具有最大升阻比 c为翼 型弦长 ， 其次分别为无襟翼翼型、 0 ． 0 2 c襟翼翼型和0 ． 0 4 c 襟翼翼型。这与多数文献中的结论一致， 即合适的襟翼高度 可获得最佳的气动性能。经验证 ， 0 ． 0 1 C高度在压力面尾缘 边界层高度以内。此外， 本文还对不同攻角下由基本翼型和 襟翼部分所引起的阻力系数分布进行了统计， 如图 5所示。 由图可见， 基本翼型引起的阻力随攻角增大而显著增大 ， 不 同襟翼高度时基本翼型阻力之间微小变化， 应主要由翼型表 面压力分量所引起。襟翼引起的阻力随攻角变化不大， 但对 襟翼高度比较敏感， 基本与襟翼高度成正比。小攻角时， 襟 翼所 引起 的阻力与基本翼型所引起 的阻力量级相 当， 大攻角 时， 襟翼所引起的比例有所下降。最大升阻比一般都在小攻 角或中等攻角范围， 因此减少襟翼部分的阻力对于提高升阻 比来讲尤为重要。 籁 1 R 警 G 图3 翼 型俯仰力矩系数分布 图 4 翼 型升阻 比分布 2 ． 2 流场分析 图 6和图 7分别表 示 了有 无襟翼 时 流场 的变化 。无 襟 翼时， 小攻角时流动与翼型贴和 良好， 当攻角增大到1 0 。 时， 吸力面尾缘开始出现分离， 形成一个分离泡； 攻角再增加 ， 分 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 第 4期 戴丽萍等 格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究 2 4 3 图 5 基本翼型和襟翼的阻力 系数分 布 离区域增大且分离演变为类似与卡门涡街的两个分离涡。 有襟翼时， 小攻角下流场的主要特征是 3个分离涡的存在。 其 中两个位于襟 翼后 ， 为一 对旋 向相反 的卡 门涡街 ， 涡的尺 籁 惴 幽 盎 二 度与襟翼高度相当， 另外一个位于襟翼和压力面尾缘的角区 内， 称为角涡 ， 该角涡尺度小于襟翼高度。卡门涡街区域附 近为低压区， 该低压区的存在直接影响翼型的上表面区域， 导致上表面压力降低， 且从图 8 。 来看， 该低压区对上表面 的影响是比较均匀的。角涡附近区域形成高压区， 该高压区 的存在影响了翼型的下表面区域 ， 导致下表面压力升高， 并 且该角涡对尾缘附近1 0 ％弦长区域影响更为显著。由于分 别抬高和降低了下、 上表面的压力 ， 因此翼型的升力也有了 显著提升。随着攻角的增大， 角涡的位置没有明显变化 ， 一 对卡门涡街的位置逐渐沿吸力面前移 ， 此时卡门涡街所代表 的低压区与襟翼的联系不如小攻角时来得强烈， 因此对翼型 表面压力的改变主要集中在翼型后半场 ， 对翼型前部的压力 改变较小 ， 如图 8 b 所示 ， 因此 大攻角 时襟翼 的增 升作用 较 小攻角时有所减弱。 0 。 6 r l O 。 图 6 无格尼襟翼的 N A C A 4 4 1 2翼型尾缘 附近的流场分布 c a 1 7 。 一 6 l 0 。 【 c 】 1 7 。 图7 襟翼高度 为 0 ． 0 4 c的 N A C A 4 4 1 2翼型尾缘附近的流场分 布 鞴 船 图 8 翼 型表面压力分布 带有不同高度的襟翼翼型在各个攻角下的分离位置如 发生分离。虽然分离流动不利于升力的增加 ， 但显然角涡和 图9所示。由图可见， 中等攻角时 大约1 0 。 攻角 由于襟翼 襟翼后的涡街对抬升和降低翼型表面压力的作用更明显 ， 因 后低压区的吸力作用会使分离位置后移； 而大攻角下吸力面 此总的来讲升力仍然有所提高。 分离位置反而略有提前， 并且襟翼越高位置提前越多。以 1 5 。 攻角为例， l ％和4 ％高度的襟翼分别使得分离提前 了约 6 ％和2 0 ％弦长位置， 这与文献[ 5 ] 中的结论是相反的。分离 点位置提前的原因可以通过图 1 0分离前某个位置的速度型 线的分布得到解释。在存在襟翼的流场中， 靠近翼型表面的 流体速度较低， 远离翼型表面的速度较高。当所处压力梯度 基本相同时 可从图6看出 ， 边界层内流体速度越低越容易 3 结论 1 通过与实验数值的比较可知 在风力机翼型的数值 模拟中， 速度进 口同压力出口的边界条件设定及一方程的 S A湍流模型具有较高的计算精度。 下转第 2 5 2页 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 从计算结果可以看到 ， 随机组运行负荷的降低， 上 、 下端 差均呈现降低的趋势 ， 这与定性分析的结果是一致的。 从计算结果来看 ， 上端差的计算结果在绝大部分计算工 况 除2 5 ％负荷工况外 与供货商提供的设计数据有较好的 吻合， 最大偏差0 ． 2 3 C。下端差的计算结果在绝大部分计算 工况 W , 5 o ％及2 5 ％负荷工况偏差较大外 与供货商提供的 设计数据有较好的吻合。 3 结论 对给水加热器端差性能特性的变工况计算方法进行了 详细阐述。对变工况计算中需要采用的各给水加热器分区 换热系数 ， 采用了 A S ME性能试验标准中提供的计算方法进 行计算。以某 6 6 0 MW进口机组的给水加热器为例进行了计 算， 结果表明， 采用本文的计算方法获得的结果与厂家提供 数据有较好的吻合。 参 考 文 献 [ 1 ] 林万超．火电厂热系统节能理论[ M]．西安 西安交通大学出 版社 ， 1 9 9 4 ． [ 2 ] AS ME ．P T C 1 2 ． 1 2 0 0 0 P e rf o r m a n c e T e s t C o d e C 1 o s e d F e e d w a t e r He a t e r s [ S ] ． 上接第2 4 3页 C 、 蹬 暑 、 键 旧 到 图 9 不同攻角下分离点分布 图 1 0 1 5 。 图示位置上 0 ． 3 5 m 速度型线分布 2 襟翼的存在提高了升力系数并增大了阻力系数。 在小攻角范围内升阻比略有下降， 在大攻角范围内升阻 比有所增加。襟翼高度越大效果越显著。 3 襟翼增升的主要原因在于 襟翼后卡门涡街低压 区的存在降低了吸力面上压力， 襟翼前角涡高压区的存 在抬高了压力面上压力 ， 因此总的翼型升力有显著提高。 4 与其它文献不同， 本文计算结果表明襟翼的存在 使得吸力面分离位置提前， 但 由于角涡对翼型表面压力 的影响更为显著， 因此无论分离前后襟翼均起到了增升 的效果。 参 考 文 献 [ 1 ] 申振华 ， 夏商周 ， 桂巧 映， 等．带 G u r n e y 襟 翼翼型 改型的气 动性能的数值研究 [ J ] ．太 阳能学报 ， 2 0 0 7， 2 8 9 9 8 8 9 91 ． [ 2 ] 申振华 ， 于国亮．G u r n e y襟翼 对水平轴风 力机性能影 响 的 实验研究 [ J ] 太 阳能学报 ， 2 0 0 7 ， 2 8 2 1 9 61 9 9 ． [ 3 ] 陈家权 ， 马鹏 ， 薛娟妮 ， 等．襟 翼对风力机 叶片翼 型气动 特性影响的数值模 拟[ J ] ．风机技术 ， 2 0 0 8， 6 l 41 6 ． [ 4 ] J ． J ．Wa n g ， Y ． C ．L i ， K ． 一 S ．C h o i ．G u r n e y F l a p L i ft E n h a n c e me n t ， Me c h a n i s m s a n d A p p l i c a t i o n s[ J ] ．Ae r o s p a c e S c i e n c e s 。 2 0 0 8， 4 42 2 4 7 ． [ 5 ] C o r y S ．J a n g ， J a m e s C ．R o s s ， R u s s e l l M．C u m mi n g s e t c ．N u me r i c a l I n v e s ti g a t i o n o f a n Airf o i l w i t h a G u r n e y F l a p [ J ] ．A i r - c r a f t D e s i g n ， 1 9 9 8 ， 1 7 5 8 8 ． 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m