格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究

第54卷第4期2012年8月汽轮机技术TURBINETECHNOLOGYVO154NO4AUG2012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，北京102206摘要为了分析襟翼对风力机翼型气动性能的影响，采用FLUENT软件对带有襟翼和不带襟翼的NACA4412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。一十17。攻角范围内，GUMEY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TK83文献标识码A文章编号10015884201204024103NUMERICALINVESTIGATIONOFTHEEFFECTOFGURNEYFLAPONAIRFOILAERODYNAMICSPERFORMANCEDAILIPING，CHENLIUMING，KANGSHUNSCHOOLOFENERGYPOWERANDMECHANICALENGINEERING，NOAHCHINAELECTRICPOWERUNIVERSITY，BEIJING102206，CHINAABSTRACTTOANALYZETHEEFFECTOFGURNEYFLAPONTHEAERODYNAMICSPERFORMANCEOFAIRFOIL，CFDCOMMERCIALSOFTWAREFLUENTARESELECTEDTOSIMULATENACA4412AIRFOILWITHANDWITHOUTGURNEYFLAPFIRST，THEBOUNDARYCONDITIONSANDTURBULENCEMODELAREASCERTAINEDTHROUGHTHECOMPARISONOFSEVERALCOMPUTATIONRESULTSWITHEXPERIMENTRESULTS；THENTHEEFFECTOFGURNEYFLAPONTHEFLOWFIELDANDLIFTENHANCEMENTAREANALYZEDTHOUGHCOMPARISONOFPRESSUREDISTRIBUTIONOFCLEANAIRFOILANDAIRFOILWITH1、2、4CHORDHEIGHTGURNEYFLAPTHERESULTSSHOWTHATBETWEEN一5。17。ATTACKANGLETHELIFTFORCECANBEENHANCEDEFFECTIVELYANDTHELARGERTHEGURNEYFLAPHEIGHTISTHEHIGHERTHELIFTISATTHESAMETIMETHEDRAGFORCECANBERAISEDAFFECTEDBYLIFTANDDRAGFORCETHELIFTDRAGRATIOCHANGELITTLEATLITTLEATTACKANGLEANDINCREASEATMIDDLEANDLARGEATTACKANGLETHELOWPRESSUREZONEINDUCEDBYKARMAUVORTEXANDTHEHIGHPRESSUREZONEINDUCEDBYCORNERVORTEXARETHEMAINREASONFORLIFTENHANCEMENTKEYWORDSGURNEYFLAP；NUMERICALSIMULATION；LIFTENHANCEMENT；BOUNDARYCONDITIONS；TURBULENCEMODEL0前言GURNEY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GUMEY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I2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JJWANG，YCLI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12，5倍和19倍弦长，网格为结构化CH网格，壁面第一层网格厚度为02MM，网格总数为3万左右。零攻角、RE为06810时在不同计算模型下的结果如表1BA收稿日期201LL149作者简介戴丽萍1979，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ED242汽轮机技术第54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13。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045相比J，方案4采用SA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21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，001倍、002倍和004倍弦长高度的襟翼分别使得升力系数增J1135、53和75。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001C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、002C襟翼翼型和004C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，001C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1R警G图3翼型俯仰力矩系数分布图4翼型升阻比分布22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10。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243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10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8B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。6RLO。图6无格尼襟翼的NACA4412翼型尾缘附近的流场分布CA17。一6L0。【C】17。图7襟翼高度为004C的NACA4412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10。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15。攻角为例，L和4高度的襟翼分别使得分离提前了约6和20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10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SA湍流模型具有较高的计算精度。下转第252页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25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023C。下端差的计算结果在绝大部分计算工况W,5O及25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ASME性能试验标准中提供的计算方法进行计算。以某660MW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，19942ASMEPTC1212000PERFORMANCETESTCODEC1OSEDFEEDWATERHEATERSS上接第243页C、蹬暑、键旧到图9不同攻角下分离点分布图1015。图示位置上035M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GURNEY襟翼翼型改型的气动性能的数值研究J太阳能学报，2007，2899889912申振华，于国亮GURNEY襟翼对水平轴风力机性能影响的实验研究J太阳能学报，2007，282196