合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响.pdf

第 5 2卷第 4期 2 01 6年 2 月 机械工程学报 J OURNAL OF M ECHANI CAL ENGI NEERI NG VO1 ． 52 N O． 4 F e b ． 2 01 6 DoI l O． 39 01 ／ JM E． 2 01 6 ． 0 4 ． 1 48 合成射流对钝尾缘翼型气动特性 的影响木 程晓龙 马朝臣 刘 恒 杨 策 北京理工大学机械与车辆学院北京 1 0 0 0 8 1 摘要研究吸力面存在合成射流的情况下，钝尾缘翼型 T R 一 4 0 0 0 2 0 0 0流场结构的变化及其升阻力系数等气动特性参数的变 化趋势。 在相同射流入口速度条件下，采用计算流体力学软件 F l u e n t 对相同来流速度不同攻角情况下翼型流场进行非定常数 值模拟计算，分析射流前后翼型升阻力系数变化及翼型表面压力的波动状况；在此基础上，对不同射流频率和不同射流速度 情况下翼型流场进行模拟计算，寻求最佳射流参数。结果表明，由于射流及尾缘涡的相互作用导致翼型的升阻力特性不断变 化， 钝尾缘翼型吸力面合成射流有明显的增升减阻效果， 在 1 5 。 攻角时尤为明显， 升力系数提高约 4 0 ％， 阻力系数减小约 2 5 ％。 在量纲一射流速度和量纲一射流频率均为 1 时，射流对翼型的增升减阻效果最佳。 关键词合成射流；钝尾缘翼型；数值模拟；升阻力特性；压力波动 中图分类 号T K 4 0 I n flue n c e o f S y n t he t i c J e t o n Ae r o d y na mi c Cha r a c t e r i s t i c s o f Bl u nt Tr a i l i n g Ed g e W i nd T ur bi ne Ai r f o i l CHENG Xi a o l o n g M A Ch a o c h e n LI U He ng YANG Ce S c h o o l o f Me c h a n i c a l E n g i n e e r i n g ， B e i j i n g I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y , B e i j i n g 1 0 0 0 8 1 Abs t r a c t A s t u d y o n b l u n t t r a i l i n g e d g e wi n d t u r b i n e a i r f o i l T R- 4 0 0 0 2 0 0 0 i s l u n c h e d t o i n v e s t i g a t e t h e c h a n g i n g t r e n d o f f l o w fi l e d s t r u c tur e a n d a e r o d y n a mi c c h a r a c t e r i s t i c s wh e n t h e s y n t h e t i c j e t e x i s t i n g o n s u c t i o n s urc e ． Ke e p i n g t h e c o n s t a n t v e l o c i t y o f j e t ， u n s t e a d y n u me r i c a l s i mu l a t i o n o f a i rfo i l fl o w fie l d i n d i ffe r e n t a t t a c k c o me r i s p e r f o r me d b y t h e me a n o f Co mp u t a t i o n a l F l u i d Dy n a mi c s s o f t wa r e F L U E NT , a n d t h e i n fl u e n c e c a u s e d b y j e t o n a e r o d y n a mi c c h a r a c t e ri s t i c s a n d t h e p r e s s u r e fl u c t u a t i o n o n a i rf o i l s u r f a c e a r e a n a l y z e d ， b a s e d o n t h i s ， t h e b e s t j e t p ara me t e r s a r e d e t e r mi n e d t h r e w n u me r i c a l s i mu l a t i o n i n d i ff e r e n t j e t v e l o c i ty a n d f r e q u e n c y ． T h e a n a l y t i c r e s u l t s s h o w t h a t t h e l i ft a n d d r a g c h a r a c t e r i s t i c o f t h e a i r f o i l c o n s t a n t c h a n g e s b e c a u s e o f i n t e r a c t i o n b e t we e n t h e s y n t h e t i c J e t a n d t h e t r a i l i n g e d g e v o r t e x ， t h e s y n t h e t i c j e t o n s u c t i o n s u r f a c e h a s s i g n i fi c a n t e ff e c t o n l i f t p r o mo t i o n a n d d r a g r e d u c t i o n ，a n d t h e r e s u l t i s p a r t i c u l a r l y o b v i o u s a t a t t a c k a n g l e o f 1 5 ， wh e r e l i f t c o e ffi c i e n t i n c r e a s e s 4 0 ％ ，a n d dr a g c o e ffi c i e n t d e c r e a s e s 1 5 ％． B e s i d e s ． t h e b e s t j e t e ff e c t O c c u r s wh e n t h e d i me n s i o n l e s s j e t v e l o c i ty and t h e d i me n s i o n l e s s f r e q u e n c y a r e b o t h 1 ． K e y wo r ds b l u n t t r a i l i n g e d g e a i r f o i l ； n u me r i c a l s i mu l a t i o n l i f t a n d dra g c h a r a c t e r i s t i c ； p r e s s u r e fl u c t u a t i o n 0 前言 合成射流 ，也 即零质量射流 ，是一种全新的、 具有广泛应用前景 的流动控制技术。与传统的流动 控制手段相 比，这种射流装置无机械移动部件、无 需气源管道 、结构紧凑 ，以及具有响应快、频带宽 等优 点，可用于分离控制、增强混合、提高微型飞 机的操纵力以及实现推力矢量控制等 。在 1 9 9 3年， 美国乔治亚州理工学院的 WI L T S E等 将合成射流 高等学校博士点专项科研基金资助项 N 2 0 1 1 1 1 0 1 1 3 0 0 0 2 。2 0 1 5 0 2 2 3收 到初稿，2 0 1 5 1 1 1 7收到修改稿 应用到流动控制研究中，受到学术界的广泛关注， 其后，针对合成射流致动器的工作机理及应用研究 也逐渐成为热点。在控制流动分离原理研究方面， 文献[ 2 3 ] 认为合 成射流在激励器 出 口附近形成“ 等 效的虚拟气动外形” ， 改变了激励器 附近的边界层厚 度和压力分布 ，从而达到对边界层分离状态的有效 控制。文献[ 4 8 ] 分别用试验和数值模拟的方法研究 了合成射流对翼型流动分离的控制。杨友胜等 研 究 了水射流喷嘴能量 的损失，根据几何特征，总结 了能量损失的影响因素及其与流量系数的关系 。傅 新等 [ 1 0 ] 通过试验和计算对 比了射流速度和频率与 射流流量计之间的特征关系， 提 出了射流偏转实际是 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 6 年 2月 程晓龙等合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响 1 4 9 两个涡流强弱交替的过程通过试验验证射流振荡的 效果以及管道流速与流体振荡频率之 间的特性关系。 有关翼型合成射流控制方面的研究，大多集 中 在射流对尖尾缘翼型升阻力等宏观特性方面的改善 上【 l ，并进一步研究流场微观特性变化和射流与主 流 问的作用机制 ， 然而当射流作用于钝尾缘翼型时， 由于翼型表面曲率及尾涡脱落方式不同，导致其对 流场的控制方式可能发生变化 ， 作用效果也会不同。 本文 以钝尾缘风力机 翼型 T R 4 0 0 0 ． 2 0 0 0为研究对 象 ，主要通过数值模拟的方法研究合成射流激励器 处于翼型表面流动分离点处时射流孔产生的旋涡对 流场的调制作用，并通过升阻力系数、表面压力等 气动特性参数和整体及局部流场结构的变化来综合 分析合 成射流对钝尾 缘翼型边 界层控制 的内在 机 制，并找 出有利于钝尾缘翼型流动控制 的最佳射流 控制参数 。 1 数值模拟方法 风力机叶片的转动速度不高，翼型 的绕流可以 看作不可压缩流动 ，数值计算模型采用二维连续性 方程和二维不可压 N S方程 。在来流速度较低情况 下，流体基本是不可压的，所以采用基于压力的求 解方式具有一定优势 。而且 由于雷诺数较大 ，还伴 随着流动分离、涡流等流动现象 ，因此需要为计算 选择合适的湍流模型，本文中计算时使用 R NG s 湍流模型，算法选择 S i mp l e 算法，差分格式都采用 二阶迎风差分格式 ，为了精确模拟翼型壁面附近 的 流动 ，采用标准壁面函数方法处理，此外由于近壁 面区网格非常小，需要采用双精度求解器求解。 本文中计算采用 T R ． 4 0 0 0 ． 2 0 0 0 源 于 8 2 1 翼型 钝尾缘风力机翼型 ，该翼型弦长为 1 m，最大厚度 为 0 ． 4 m，尾缘厚度为 0 ． 2 m。射流孔位于距前缘 4 2 ／ 1 0 0弦长对应的吸力面上，且孔中心线垂直于壁 面，宽度为 0 ． 0 0 5 m，高度为 0 ． 0 l m。为了减小远 场边界对计算结果的影响，计算域设置半径为 2 O 倍弦长的圆形区域 。使用 A NS YS I C E M 划分 网格。 因为所选翼型尾缘较厚 ， 可 以方便采用 O型网格拓 扑结构，径 向网格点数设置 为 2 5 0 ，周 向网格 点数 设置为 4 8 0 ，射流孔宽度方 向网格点数为 1 0 ，高度 方 向网格点数为 2 0 。此外 ，为 了精确模拟翼型壁面 附近的流动，获得边界层内的流动信息，要控制壁 面 附近 的 值 ，因此设置翼型表面第一层 网格厚度 为 2 mm，射流孔 附近局部网格如图 1所示。计算 域的外边界分为迎风 的入 口边界、 背风 的出 口边界， 由于来流速度很小，流体可视为不可压缩，故入 口 的边界条件指定为来流 的速度和方 向，压力为标准 大气压。出口的边界条件指定为 自由出流边界，给 定流量。 在射流孔 口位置通过用户 自定义函数 UD F 设置来流速度入 口条件 u o s i n 2 兀 厂 ， 控制状态 下激励孔 口射流方 向沿孔 口法 向，量纲一射流速度 即 矿 ／ 为合成射流吹气平均速度与 自由来流 速度 比，激励器量纲一频率为 l f x c ／ v ，其中 C为 翼型弦长 ，v为来流速度 ，可根据量纲一射流频率 来确定合成射流频率的大小。 2 动态方程及求解 2 ． 1 控制前后钝尾缘翼型流场结构及非定常升阻 力波动特性 取量纲一射流频率 1 ，在弦长为 1 m、来流 速度为 1 7 m／ s 的条件下， 得到量纲一射流频率为 l 7 H z ；取量纲一射流速度 1 ，得到 U o 1 7 m ／ s ，因 此射流孔出口速度边界条件为 U I 7 x s i n 1 O 7 t 。对 T R - 4 0 0 0 ． 2 0 0 0翼型在来流攻角为 1 0 。 、1 5 。 及 2 0 。 时 流场的流动情况进行非定常数值模拟，得到不 同情 况下该翼型升阻力及翼型表面压力等气动特性 。对 比各个攻角有无射 流时翼型的升力系数和 阻力系 数，分别如图 1 、2所示 。 黎 幡 26 24 2 ．2 2 0 l 8 1 6 1 4 时间， s a l O 。 O 1 0 2 O ． 3 时间 ， s b 1 5 。 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 1 5 O 机械工程学报 第 5 2卷第 4期 籁 索 籁 憔 索 露 时间 ， s c 2 0 。 攻角 ／ 。 d 平均升力系数对比 图 1 不同来流攻角时升力系数对 比 籁 0 1 4 1} ； 盟 0 1 3 O 1 2 O l 1 时间 ／ s b 1 5 。 巅 基 簌 墨 露 时间 ／ s c 2 0 。 攻角 ／ 。 d 平均阻力系数对比 图 2 不同来流攻角 时阻力系数对 比 由图 1可以发现，有射流和无射流情况下翼型 的升阻力系数均呈现 出周期性波动特性。由图 1 可 知，在合成射流作用下 ，翼型在各攻角时的平均升 力系数均有所增加，对于所研究的各个攻角，射流 作用下翼型的升力系数均大于无射流时翼型的升力 系数，但是两者之间的差距存在着差异。 攻角为 5 。 和 1 0 。 时，两者的差距较小 。l 5 。 时两 者之间的差距达到了最大，约为 4 0 ％。 2 O 。 时两者之 间的差距又进一步减小 。存在这种现象的原因是 因 为在攻角为 5 。 和 1 0 隋况下，即使没有射流存在 ， 翼型吸力面基本不存在分离流动，因此使用射流也 不会提高翼型的升力系数。而当攻角增大到 1 5 0 时， 所选择 的射流位置及射流参数有效减弱了吸力面 的 分离区域 ，从而有效提高了翼型的升力系数 。当攻 角进一步增大到 2 0 。 以后 ，分离 区域过大 ，射流控 制分离流动的作用有 限，所选择的射流参数无法完 全消除形成的分离流动 ，因此升力系数的差距开始 减小。上述现象说明，在小攻角工况下，没有必要 通过射流提高翼型的升力系数 。只有在攻角增大一 定程度后 ，可以采用射流方式提升升力系数 ，延缓 失速发生 。另外 ，采用射流后升力系数的波动周期 还会发生变化。小攻角时升力系数 的波动周期变化 c； 。 墨三 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 6年 2月 程晓龙等合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响 1 5 1 不大，1 5 。 攻角和 2 0 。 攻角时，升力系数波动周期的 变化更加明显 ， 2 0 。 攻角时，由于射流孔处产生 的旋 涡运动到尾缘 ， 改变了尾缘上侧脱落涡的运动状态， 导致波动周期显著增加，约为无射流时的两倍 。 图 2给出了不同来流攻角下阻力系数波动 曲线 及其 时均值 。由阻力系数 的时均值 曲线可以看 出， 在 5 。 和 1 0 。 攻角时，射流对翼型 的阻力系数影响不 大。由阻力系数的波动 曲线可 以看 出，在 l 0 。 攻角 时， 射流 改变了阻力系数在一个周期 内的波动特征， 使其在一个周期内具有两个峰值。 在 1 5 。 和 2 0 。 攻角时， 射流作用下翼型的阻力系 数均小于无射流时翼型的阻力系数 ，且 2 O 。 攻角时 阻力系数在一个周期内具有 3个峰值 。当攻角大于 1 0 。 时，平均阻力系数显著减小，达到 2 5 ％以上 。以 上分析表 明，来流攻角较大 时，合成射流对 该翼型 有显著的增升减阻作用 。 图 3为存在射流时翼型流场流线结构 ，随着攻 角的增加 ，射流孔处产生的旋涡逐渐增大，而且不 同攻角 时旋涡运动特征也是不同的。由图 3 a可知， l 0 。 攻角时，吸力面还未 出现流动分离，不存在逆压 梯度，射流 口处产生的顺时针涡由于壁面阻力等原 因很快衰弱 ，最终在距前缘 6 5 ／ 1 0 0弦长 附近处消 失。 由图 3 b可知，l 5 。 攻角时，吸力面靠近尾缘部 分 已出现小范 围流动分离 ，射流 口处产生的旋涡得 以向下游运动 ，但 由于逆压梯度较小，涡并未发展 变大，在运动到靠近尾缘 时逐渐减弱，在尾缘处消 失。由图 3 c可知，在 2 O 。 攻角下，吸力面发生大范 围流动分离 ，射流 口处产生的涡在强逆压梯度的作 用下发展壮大，运动到尾缘处形成脱落涡。 三 一 鍪 、 ① a 1 0 。 攻角流场流线结构 、 ③ ④ b l 5 。 攻角流场流线结构 一 ⑥ 一 ⑦ ～ c 2 O 攻角流场流线结构 图 3 不 同攻角 时流场结构对 比 整 个流场 的流动状态及 气动特性 的变化 是 由 射流孔涡和钝尾缘涡的运动状态共同决定的。不同 攻角时，随着射流 口处及尾缘处涡的形成、运动和 脱落，翼型的升阻力特性不断变化。以升力系数从 最小值到最大最再回到最小值为一个周期 ，在这一 时间段 内探讨射流 口及尾缘处涡运动与翼型升力系 数间的关系。 1 0 。 攻角时，当升力系数最小时，射流 口速度向 外开始减小，射流 口处产生的涡 已发展完全 ，刚开 始远离射流 口，此时压力面逆时针脱落涡刚开始分 离；随后该涡向尾缘运动，其大小逐渐减小，且在 6 5 ／ 1 0 0弦长处消失时，此时吸力面上没有涡存在， 射流 口速度 向内开始增大，升力系数达到最大值。 l 5 。 攻角时， 吸力面顺时针涡刚脱落时升力系数 达到最大值，此时射流速度 向外接近最大值 ，吸力 面上涡已运动到尾缘，已接近消失；当压力面逆时 针涡完全脱落时，升力系数达到最小值 ，此时涡在 吸力面上 0 ． 7倍弦长处，射流速度 向内逐渐减小。 2 0 。 攻角时射流 口及尾缘处的涡运动 同 l 0 。 及 1 5 。 时有明显的差异。对于 2 0 。 攻角 ，在射流 口处开 始形成旋涡时，吸力面上靠近尾缘处 已发展完全 的 涡开始转化成尾涡，在这一过程 中，会 由于射流和 逆压梯度较大等原因在吸力面上诱导产生一个新 的 顺时针涡，此后射流 口涡和诱导涡逐渐发展变大 ， 且逐渐开始融合 ；当靠近尾缘的涡完全转化成尾涡 后 ，射流 口涡同诱导涡 已完全融合，形成一个较大 的涡向下游运动 。在这一系列涡运动过程 中，升力 系数在相对应的一个周期内呈现 出与无射流时不 同 的双峰特性 。总体上来看 ，吸力面顺时针涡完全脱 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 1 5 2 机械工程学报 第 5 2卷第 4期 落时升力系数达到最大值 ，压力面涡完全脱落时升 力系数达到最小值 。 从局部来看 ， 在前半个周期 内， 当射流 口处产生的涡和诱导涡发展到最大时，升力 系数达到最大值；在后半个周期 内，两涡完全融合 时，升力系数达到最大值 。 2 ． 2 射流频率变化对翼型气动特性的影响 保持来流攻角为 1 5 。 ，来流速度为 1 7 m／ s ，量纲 一 流速度 旷为 1 ，在量纲一射流频率 分别为 0 ． 5 、 1 、2和 3时对该翼型流场进行非定常数值计算 。在 翼型升力系数达到最大值 时，对 比无射流时和不同 射流频率下翼型的流场流线结构，如图 4所示 。 a 无射流 b F ． 5 C 1 c F 2 c P 3 图 4 1 5 。 攻角下不 同射流 频率时典型流场 结构 无射流时，吸力面无流动分离，只在尾缘处存 在涡运动；随着射流频率 的增大 ，每个周期 内翼型 吸力面上出现的向尾缘运动的旋涡个数逐渐增加 ， 导致吸力面受射流影响的范围也不断增加。翼型尾 涡同尾缘间的距离基本保持不变 ，尾涡尺寸也随射 流频率逐渐增大，在射流频率较小时，翼型尾涡的 尺寸要 比无射流时尾涡尺寸小。此外 ，翼型尾流区 域大小随射流频率变化很小。 图 5 a 、 5 b分别为不同射流频率下翼型升力系数 和阻力系数对 比，由图 5可知 ，随量纲一频率 由小变大 ，翼型升力系数先增大后减 小，在 l 时达到最大值 ，当 1时，翼型的升力系数小 于无射流时的升力系数。翼型的阻力系数 随 的逐 渐变大先减小后增大 ，在 l时达到最小值 ，当 2 时，阻力系数随 变化很小； 变化时，翼 型的阻力系数均小于无射流时翼型的阻力系数 。从 图 5 c可知 ，由于射流周期性波动对流场的扰动作 用，导致翼型升阻力系数的波动幅值均远大于无射 流时升阻力系数的波动幅值 ；在射流的影响下，随 着射流频率的逐渐增大，升阻力系数的波动幅值均 先减小后增大 ，在 1时达到最小值。 2 ． 7 2 4 籁2 1 1 l { 5 东1 8 1 ． 5 l 2 O 3 O O ． 2 5 籁 O2 O 盟 0 1 5 O 1 O OO 5 趔 馨 需 鲻 0 O ． 5 F F 2 F 3 F 0 00 5 0 l 0 0 l 5 02 0 025 时间 ／ s a 升力系数对比 0 0 5 F F 2F 3F 0 00 5 01 0 0． 1 5 0．2 0 0．2 5 时间 ／ s b 阻力系数对比 量纲 一 频率 F c 升阻力系数波动幅值对比 图 5 不同射流频率下升阻力系数对比 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 6年 2月 程晓龙等合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响 1 5 3 图 6为不同射流频率情况下翼型表面特殊监测 点压力波动对比。如图 6 a 所示，在翼型表面选择 6 个有代表性的监测点，检测各点压力波动随时间的 变化 ，①点位于前缘点处，②点位于 6 ／ 1 0弦长对应 的吸力面上，③点位于 8 ／ 1 0弦长对应的吸力面上， ④ 、⑤、⑥点分别在尾缘上侧、中间及下侧 。研究 ⑦ ① a 监测点示意图 ④ ⑤ ⑥ 8 O 6 O 4 O 2 O 羹 。 奋 一 2 0 -4 0 6 0 - 8 0 时 需 出 O 0．o 2 0 ．0 4 时间 ／ S b 监测点② 0 时间 ／ S d 】监测点 ④ 时 需 鲻 - R 对 需 鲻 出 时间 ／ S e 】监测点⑤ 时间 ／ S f 监测点 ⑥ 图6 不同射流频率情况下翼型表面特殊监测点压力波动 不同射流频率下监测点上的压力波动特性变化，并 在一个波动周期 内进行对 比，如图 6 b 6 f 所示。受 周期性射流影响，射流频率变化 时，吸力面和尾缘 上各监测点的压力波动均呈现出与射流频率相对应 的周期性特征 ，这表明射流对翼型的气动特性变化 起到 了调制作用。随着射流频率的逐渐增大，吸力 面及尾缘上各点压力波动幅值均有减小的趋势，但 当 ， 2之后 ，压力波动幅值基本保持不变 。吸力 面上点②和点③处的压力波动主要受到射流孔处产 生的顺时针涡运动的影响，该涡距离两点的远近决 定了两点的压力波动幅值大小，当该涡运动到点② 和点③时，两点的压力波动幅值均达到最大；尾缘 上④、⑤ 、⑥点的压力波动主要受两反方向尾缘涡 的影响，由于两涡相互减弱，所 以尾缘上各点的压 力波动幅值要小于吸力面上各点的压力波动幅值 ， 且⑤点位于尾缘中间位置，这一现象更为明显。 2 ． 3 射流速度变化对翼型气动特性的影响 保持来流攻角为 1 5 。 ，来流速度为 1 7 r n ／ s ，量纲 一 射流频率 为 1 ， 在量纲一射流速度 矿分别为 1 、 2和 3时对该翼型流场进行非定常数值计算。在升 力系数达到最大值时，对比不同射流速度下翼型的 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 1 5 4 机械工程学报 第 5 2卷第 4期 流场结构，如图 7所示。随着射流速度逐渐增加 ， 射流 口处产生的旋涡尺寸显著增大，涡的能量也逐 渐增强 ，其对吸力面的影响范围和影响幅度也逐渐 增加，而且尾涡对尾迹 的影响范围也增大 。同改变 射流频率时相似 ，不同射流速度情况下翼型尾涡尺 寸均小于无射流时尾涡尺寸。 a 无射流 图 7 1 5 。 不 同射流速度 时典型流场结构 图 8 a 、 8 b分别为不同射流速度下翼型升力系数 和阻力系数对 比，由图 8可知，随量纲一射流速度 旷 由小变 大 ，翼型 的升力系数先增大后减 小 ，在 1时达到最大值 ；阻力系数先减小后增大 ，在 旷1 时达到最小值。当 在 0到 3范围内变化 时， 翼型的升力系数均大于无射流时翼型的升力系数， 翼型的阻力系数均小于无射流时翼型的阻力系数。 由图 8 c可知，同改变射流频率时相似，射流周期性 O 3 O O 2 5 懈 主0 ．2 0 O 1 5 O ． 1 O 时间 ／ s a 升力系数对比 0 2V 3V 0 0 ． 0 5 0 1 0 0 1 5 0．2 0 02 5 时间 ／ s b 阻力系数对 比 0 2 V 3 V O 5 O4 趔 O 3 1孽 需 02 0 1 O 0 5 l 0 l 5 2 0 2 5 3 0 量纲一流速度 V c 升阻力系数波动幅值对比 图 8 不 同射流速度 下升阻力系数对 比 波动对流场 的扰动作用会导致不 同射流速度下翼型 升阻力系数的波动幅值均远大于无射流 时翼型升阻 力系数 的波动幅值 ，但波动幅值 随量纲一射流速度 单调增加 。 图 9为不同射流速度情况下翼型表面特殊监测 点压力波动对 比。 监测点的位置与图 6 a 相 同。 研究 不 同射流速度下监测点上的压力波动特性变化 ，并 在一个波动周期 内进行对比，得到图 9 a 9 e 。随着 射流速度的逐渐增大 ，吸力面及尾缘上各点压力波 动幅值均有增大的趋势 ，周期基本保持不变。 2 O O l 0 0 羹 o 出 一 1 OO 一 2 0 0 1 2 O 8 0 4 0 山 冀 o R 出一 4 O -8 0 1 2 o ％ ∞ 0 ② 一 ∞ O ③ 一 2 叭 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 6年 2月 程晓龙等合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响 l 5 5 椰 需 鲻 出 臀 鲻 趟 耔 鲻 R 出 O O．O1 O ． O 2 O ．O 3 0 ． 0 4 0O 5 OO 6 时间 ， s c 监测点④ 4 O - 6 0 时间 ／ s d 监测点 ⑤ 0 OO1 0 ． 0 2 O ．O 3 00 4 0 ． O 5 O0 6 时间 ／ s e 监测点⑥ 图9 不同射流速度情况下翼型表面特殊监测点压力波动 吸力面上点②和 点③ 处的压力波动受到射流孔处产 生的顺时针涡运动 的影响，随射流速度增加单调增 大，且当该涡运动到点②和点③时，两点的压力波 动幅值均达到最大 。 尾缘上 各点压力波 动主要受两 反方 向尾缘 涡 的影响，当 ／／ - 2时，射流孔处产生的涡尺寸很小， 运动到尾缘时均大幅衰减 ， 对尾缘的影响相差很小 ， 导致尾缘上各点的压力波动幅值 随射流速度变化不 大 ，当 增加到 3时，由图 7 d可知，压力面上的 涡尺寸很大，对尾缘作用较强，使得尾缘上各点压 力波动幅值均增大；此外，由于尾缘处两涡相互减 弱，导致尾缘上各点的压力波动 明显要小于吸力面 上各点的压力波动，而⑤点压力波动幅值最小 。 3 结论 采用数值计算方法，研究了不同来流攻角情况 下 ，吸力面合成射流对钝尾缘翼型 T R - 4 0 0 0 2 0 0 0 的控制效果，对 比研究了不同攻角下翼型的升阻力 系数变化趋势及翼型表面压力波动特性，在此基础 上计算分析射流频率和射流速度 的变化对合成射流 控制钝尾缘风力机分离流动效果 的影响。 1 吸力面 合成射流对 钝尾缘翼型 T R 一 4 0 0 0 ． 2 0 0 0有较好 的流动控制作用，在来流攻角较大时， 能有效提高钝尾缘翼型的升力系数，最高达 4 0 ％， 且能大幅减小翼型的阻力系数，达到 2 5 ％以上，在 1 5 。 攻角到 2 O 。 攻角之间效果最显著，但攻角较小时 作用不 明显 。 2 采用射流后 ，随着攻角的变化，其升力系 数和阻力系数的波动周期会发生变化。与无射流情 况下相 比，小攻角时升力系数和阻力系数的波动周 期变化不大 ；在大攻角情况下 ，升力系数和阻力系 数的波动周期的变化更加明显。翼型的升阻力特性 不断变化是 由射流 口处及尾缘处涡的形成、运动和 脱落所导致的。 3 射流频率会影响到吸力面流动分离和尾缘 处的涡运动 。在 l 5 o 攻角下，射流频率较低时的尾 缘旋涡尺寸明显小于无射流时的尾缘旋涡尺寸。随 着射流频率的增大 ，叶片吸力面旋涡和尾缘旋涡尺 寸增大。射流速度会影响到吸力面流动分离和尾缘 处的涡运动 。在 1 5 。 攻角下，量纲一射流速度为 1 和 2时的尾缘旋涡尺寸明显小于无射流时的尾缘旋 涡尺寸。和量纲一射流速度为 1 和 2时相比，在量 纲一射流速度为 3时，叶片尾缘旋涡尺寸明显大于 增大 。 合成射流存在最佳射流速度与最佳射流频率 。 对钝尾缘翼型 T R． 4 0 0 0 2 0 0 0而言， 当量纲一射流速 度和量纲一射流频率均为 1 时，射流的综合控制效 果最显著 。 参考文献 [ 1 ]Wl L T S E J ， GL E Z E R A． Ma n i p u l a t i o n o f f r e e s h e a r fl o ws u s i n g p i e z o - e l e c t r i c a c t u a t o r s [ J ] ． J o u r n a l o f F l u i d Me c h a n i c s ， 1 9 9 3 ， 2 4 9 r 4 2 61 ． 2 8 5 ． [ 2 ]A MI T AY M，H O RV AT H M，MI C H AU X M，e t a 1 ． Vi r t u a l Ae r o d y n a mi c s h a p e mo d i f i c a t i o n a t l o w a n g l e s o f a t t a c k u s i n g s y n t h e t i c j e t a c tua t o r s [ R ] ． A J AA P a p e r ， 2 0 0 1 ， ∞ ∞ 加 。 伽 加 蜘 韵 ∞ ∞ 加 O 加 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 1 5 6 机械工程学报 第 5 2卷第 4期 20 01 2 95 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