弯度对翼型性能的影响

弯度对翼型性能的影响

水生机械的工作负载可视为一辆翼，飞机的性能对水机的性能有决定性的影响。机翼主要是为了获取升力,但在流体中运动的物体不可避免地会受到阻力的作用。因此,高升力、低阻力的翼型一直是翼型设计中所追求的目标。影响翼型性能的因素主要有2方面的原因:一是来流的运动状态,如来流的速度、冲角、雷诺数等;二是翼型的几何形状,如翼型的弯度、厚度、表面光滑度及前缘抬高度等。文献、均论证了翼型弯度对其性能的影响,说明弯度对提高翼型性能具有显著的效果。本文采用FLUENT软件对不同弯度的翼型进行数值模拟,分析弯度对翼型性能的影响。1标准k-模型本文采用目前工程上广泛应用的标准k-ε模型。为使方程封闭此模型,在质量守恒方程和动量守恒方程的基础上引入了关于湍动能k和耗散率ε的方程。标准k-ε模型为:湍流黏性系数:速度梯度引起的压力生成项:经模化后,对不可压湍流:式中:模型常数Cμ=0.09、Cε1=1.44、Cε2=1.92、σk=1.0、σε=1.3。标准k-ε模型是针对湍流发展非常充分的湍流流动建立的。在近壁区内的流动,湍流发展并不充分,湍流的脉动影响可能不如分子粘性的影响大,在更贴近壁面的底层内,流动可能处于层流状态,标准k-ε模型不再适用。因此,在近壁区内的流动采用壁面函数法。2网格划分、局部加密考虑到流动的充分发展和计算的收敛性,取前、后方来流边界为10倍的翼弦长,上下边界也为10的翼弦长。网格划分在Gambit软件中完成,由计算机程序自动生成。由于流体绕过翼型上、下边界时的流动较为复杂,因此翼型上、下边的网格点需进行局部加密。对于计算域本文采用适应性强的三角形非结构网格,网格总数约为85000～89000,最差网格单元质量为0.35～0.42。3入口收敛边界条件本文在控制方程的离散格式上,压力差值采用Standard方式,压力-速度耦合采用SIMPLE方式,动量方程、湍动能k方程和耗散率ε方程均采用一阶迎风离散格式。选择分离式求解器、隐性方案。控制收敛速度和改善收敛状况的参数(亚松弛因子)采用FLUENT软件中的默认值。计算域的入口边界条件采用速度进口条件,给定速度的大小和方向余弦,本文对于不同弯度的翼型入口速度大小均设为2m/s。据文献进口的湍动能和耗散率按如下公式计算:计算域的出口边界条件采用压力出口条件;翼型上下表面采用固壁面条件;计算流体介质为水。4厚度的相对位置本文将一弦长l为100mm的对称翼型作为原始翼型,其最大相对厚度dmax/l为15%、最大厚度的相对位置xd/l为35%。此翼型的骨线为圆弧,故其最大弯度位置一定在翼型的中部。本文以原始翼型为基础,在翼型的相对厚度、最大厚度的相对位置及最大弯度位置不变的情况下,仅改变翼型的弯度,对最大相对弯度fmax/l为0、2%、4%、6%、8%、10%、12%的翼型进行数值模拟。4.1翼型冲角的影响根据数值计算结果绘出了最大相对弯度为2%的翼型升、阻力系数Cy、Cx随来流冲角α的变化关系曲线,见图1。由图1可知随着来流冲角的增大,翼型的升、阻力系数都逐渐增加。冲角为-1°～9°时,升力系数曲线接近一条直线,而阻力系数曲线则类似一条二次曲线,随着来流冲角的增大升力系数成比例地上升,而阻力系数增加较缓慢,这一来流冲角范围通常称为翼型的工作区间。冲角为9°～21°时,升力系数增加程度减小,类似一条二次曲线,而阻力系数增加程度增大,接近一条直线,此区间为失速发展区。冲角在21°以后,升力系数逐渐减小而阻力系数仍成比例上升,此区间为完全失速区。据文献通常翼型的气动性能可以被归纳为3个区域;第1区域称为附着流区域,第2区域为失速发展区域或高升力区域,第3区域为完全失速区域。本文通过数值计算得到的翼型升、阻力系数曲线符合翼型气动性能的一般规律。改变翼型的最大相对弯度,绘出翼型在完全失速之前不同冲角下其升、阻力系数Cy、Cx与最大相对弯度fmax/l的关系曲线,见图2,图3。对同一弯度,随着冲角的增大,翼型的升、阻力系数都增加,升力系数增加的程度逐渐减小,阻力系数在冲角为9°以后几乎成等比例增大;对同一冲角,随着弯度的增加,升、阻力系数都将显著增加,但在弯度较大时升力系数增加的程度减小、阻力系数增加的程度增大。4.2翼型最大相对弯度根据数值计算结果绘出翼型的最佳升阻比(Cy/Cx)max与最大相对弯度fmax/l的关系曲线,见图4。由图4可知,翼型的最大相对弯度为6%时,最佳升阻比达到最大约为5.4,其对应的最佳冲角为5°;翼型最大相对弯度小于6%时,随着弯度的增加,最佳升阻比增加,但增加的程度逐渐减小;翼型最大相对弯度大于6%时,随着弯度的增加,最佳升阻比减小,且减小程度逐渐增大。因此,本文计算的翼型其相对最大弯度在0%～6%范围内增加时,效率可显著提高。4.3不同弯度翼型的流动损失由数值计算结果可知,翼型最大相对弯度为0、2%、4%、6%、8%、10%、12%时,对应的最佳冲角分别为9°、7°、5°、5°、3°、3°、5°。通过数值计算结果绘制了翼型最大相对弯度为0、6%、8%、10%时,在最佳冲角下的速度分布图(见图5)和静压分布图(见图6)。由流体力学基本原理可知,加速减压运动不易分离,流动效率高;而减速增压运动很容易产生分离,流动效率低。表1列出了不同弯度的翼型在进出口边界的总压(速度和压力)之差相对于进口总压的百分值即流动损失。对同一弯度的翼型流动损失随冲角的增大而增加,对不同弯度的翼型在同一冲角下其流动损失变化不大。这可由图5、图6的速度分布图和静压分布图得到解释。不同弯度翼型上表面的流动均是先加速减压,后减速增压;翼型弯度不大时,下表面的流动是先缓慢加速减压,后缓慢减速增压;当最大相对弯度大于6%时,因翼型下表面变为向内凸的曲线,流动在翼型头部就快速完成加速减压过程,而后再缓慢减速加压;不同弯度的翼型上下表面的流动均在尾缘汇合并具有相同的速度和压力,流动没有大的分离,因此翼型弯度改变流动损失变化不大。又由图5、图6可知,压力最高点总是出现在翼型头部,这是由于来流的冲击损失造成翼型头部的速度最小。随着弯度的增加,上表面的最大速度出现处逐渐往后移,总是出现在弯拱程度最大处,压力最低点也出现在弯拱程度最大处,这是由于弯拱程度大流线拢挤造成;且上表面的速度值逐渐增大、压力值逐渐减小,下表面的速度值逐渐减小、压力值逐渐增大。因此,随着弯度的增加,翼型上表面的低压减小,下表面的高压增大,翼型的压力差(升力)增大。另外,随着弯度的增加,上表面流速加大从而摩擦阻力上升,并且弯度加大后翼型迎流面积加大,压差阻力也将增大,将导致翼型阻力增大4.4最大相对弯度与压力翼型的升力是由上、下表面的压力差产生。通常上表面的低压对升力的贡献远远超过下表面的高压,且最低压力发生在上表面靠近头部的地方,汽蚀空泡往往就从这里发生。图7绘出了最大相对弯度为0、6%、8%、12%时,最佳冲角下翼型的上、下表面压力分布曲线。由图7可得,随着弯度的增加,翼型吸力面的压力变得更低,压力面的压力变得更高,从而使上、下表面的压力差增大。并且上、下表面的压力分布也发生了明显变化,产生压力差的主要区域由翼型头部变为翼型中部,上表面发生最低压力的地方从翼型靠近头部处移到靠近翼型中部相对弦长约为37%、38%处,这是由于弯度增加后,在相对弦长约37%、38%处的上表面弯拱程度最大,流线挤拢、流速加大而压力减小;下表面发生最高压力的地方也从靠近头部处移到翼型中部区域。但当翼型最大相对弯度为6%时,翼型头部处上、下表面压力近似相等,这是因为在靠近头部处翼型上下表面形状关于翼弦近似对称;当最大相对弯度大于6%以后,翼型上、下表面压力曲线将分成2个压力区,靠近翼型头部区的压力合力是向下的负升力,翼型中部及后部区的压力合力是向上的升力,但向上的合力值逐渐增大。因此随着弯度的增加,翼型上、下表面压力差(升力)的增加程度逐渐减小。5型弯度对翼型性能的影响本文以一对称翼型作为原始翼型,不改变其相对厚度及最大弯度位置,仅改变翼型的最大弯度,采用标准k-ε模型、SIMPLE算法对一系列弯度不同的翼型进行数值模拟。计算分析了不同弯度翼型的升、阻力系数及翼型上、下表面的速度、压力分布情况,得出以下结论:(1)随着翼型弯度的增加,翼型上、下表面的压力差(升力)增大,但增大的程度逐渐减小。弯度增加上表面的摩擦阻力上升、压差阻力也增大,将导致阻力增大。从而使体现翼型性能的升阻比只有在弯度适当时才有所增加,否则反而下降。弯度变化对翼型的流动损失影响不大。因此对提高翼型性能有一最佳弯度。(2)翼型吸力面的最低压力总是发生在弯拱程度最大的部位,这也是汽蚀空泡最容易发生的地方。翼型吸力面的弯拱程度变大,流线拢挤压力减小。