新型双头反向对称翼型性能的数值研究重点

新型双头反向对称翼型性能的数值研究 袁小芳  吕峰  李景银/西安交通大学能源与动力工程学院 陈黎明/中国人民解放军海军驻沈阳地区舰船军事代表室 摘要：针对由普通单向翼型对接而成的双头反向对称翼型，对两种模型分别进行了数值模拟，并把计算结果与试验结果进行对比。数值计算结果表明，翼型的头部形状对该类翼型升力影响较大，而对其阻力影响较小；其次，对于有大分离流动的情况，定常条件下的阻力计算结果比试验数值大。 关键词：轴流式通风机 双头反向对称翼型  数值研究  性能 中图分类号：TH432.1  文献标识码：B 文章编号：1006-8155（2006）03-0005-04 Value Research on Performance of New double-head reverse symmetric Airfoil Abstract：A new kind of double-head reverse symmetric airfoil made up of common isolated airfoils is calculation numerically. Compared with the experimental results, the simulation shows that, for double-head  reverse symmetric airfoils, the head shape of the common airfoil plays great influence on its lift force, and less important influence on its resistance. Moreover, for the airfoils with large separated flow under large attack angles, the resistance coefficients simulated using steady flow computational codes are larger than the experimental data. Keywords: Axial Double-head  reverse  symmetric airfoil  Numerical study  Performance 1  引言 轴流通风机在工业系统中得到广泛应用，许多场合还要求其具有完全的反风能力。为了满足反转反风要求，文献[1]构造了两种新的双头反向对称翼型，并进行了相应的吹风试验。试验结果表明，这种由普通单向翼型反向对接而成的新型双头反向对称翼型，其正反向吹风结果一致，最大升力系数达0.9，可以满足大多数使用场合对风机正反转通风的要求。此外，文献[2]也构造出了另外一些双头反向对称翼型。由于该类叶型的流场复杂，采用势流以及势流加边界层计算结果与试验结果差别较大。然而，迄今为止，对该类双头反向对称翼型采用N-S方程数值求解的方法还非常少。因此，本文采用FLUENT软件对该类翼型的性能进行数值分析，以期深入研究其流场结构。 2 计算区域和湍流 3 模型 2.1  控制方程和差分格式 计算平面翼型绕流问题属于二维流动，因此其相应的控制方程为 质量守恒方程：         （1） 其中， 为空气密度； 、 分别为 、 方向的速度分量； 表示时间。 动量守恒方程： （2a） （2b） 式中 为流体的动力粘度； 为流体的第2分子粘度，计算的是气体，因此 取为-2/3； 为压力。实际上按稳态流动计算，时间导数项为零。 计算中，用二阶精度的迎风差分格式来离散方程。 2.2  翼型升阻力系数的计算 翼型升、阻力系数、压力系数的计算表达式为 （3） （4） （5） 式中 为翼型升力系数； 为翼型升力； 为翼型阻力系数； 为翼型阻力； 为翼型弦长 为来流速度； 为压力系数； 为来流压力。                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                              2.3  计算区域和网格的划分 在计算中，把计算区域设成圆形区域，圆形的半径为翼型弦长的8倍，前部边界距翼型头部为8倍弦长，后部则为7倍弦长。 计算采用三角形非结构化网格，在翼型上下表面分别不均匀地布置41个网格点，而在圆形边界上均匀布置了82个网格点。在计算由翼型Clark Y构成的新翼型的区域上共有14365个网格点，在计算由NACA 66构成的新翼型的区域上有14276个网格点。叶型表面附近的网格分布如图1所示。 (a)  由Clark Y 构成的翼型网格图        (b)  由NACA 66构成的翼型网格图 图1  翼型表面上的网格 2.4  边界条件 翼型上下表面设为无滑移固体壁面条件，圆形边界设为压力远场条件。 初始条件与试验初始条件相同，远处均匀来流，速度为30m/s,压力为101325Pa,温度为290K。 2.5  湍流模型    FLUENT计算软件里有很多模型，计算中，湍流模型采用RNG的 两方程模型。 3 数值计算结果及分析 文献[1]的模型的弦长均为100mm，展弦比为6，翼型的几何坐标和试验条件参见文献[1]。文中称由Clark Y原始翼型构成的对称翼型为Clark Y翼型，由NACA 66原始翼型构成的对称翼型为NACA 66翼型，两种翼型对比见图2。由图2看出，Clark Y翼型的头部略高，而NACA 66翼型的背部略厚。 图2  由Clark Y和NACA 66原始翼型构成的对称翼型的几何尺寸图 首先对两种模型的吹风性能进行了对比计算，并认为残差小于10-4时，圆形边界出入质量差小于0.5%，计算结果为收敛。 对Clark Y翼型的计算结果见图3，从图3中看出，计算的升力系数与试验结果符合得很好，即使在已经发生失速的情况下，也是比较符合的，相对以前的势流计算，准确度大大增加。阻力系数在没有发生失速时，数值模拟计算结果和试验结果相比较，两者是较符合的，只是，在失速时，试验和计算的结果有较大的差别。经过分析，认为尽管试验时测量仪器频率较低，没有测量升阻力随时间变化的规律，测量的只是时间平均值升阻力，但是在发生失速时，翼型背面的分离团周期性地从叶片表面脱落，流动是非定常的，而计算是按定常流动计算的，与实际流动不符合，估计这是导致误差的主要原因；其次，可以从此差别推测，有大分离流动的实际平均阻力比按定常条件计算的结果小。 （a）                                （b） 图3  翼型Clark Y升、阻力系数数值计算结果和试验结果比较 对NACA 66模型的计算结果见图4，升力系数在小于失速攻角时，计算结果与试验符合良好，大于失速攻角时两者的区别逐渐增大，阻力系数计算结果与Clark Y的趋势一样。 （a）                                  (b) 图4  翼型NACA 66升、阻力系数数值计算结果和试验结果比较 两个模型的计算结果的对比见图5，在小于10°攻角下，两者的升力曲线斜率基本一样，只是Clark Y翼型的升力系数大于NACA 66的，而这主要是由于Clark Y的头部比NACA 66的高导致的。与试验结果不同的是，试验时，两者的最大升力系数基本一样，而在计算时计算结果不一样，Clark Y翼型最大升力为0.924，而NACA 66的为0.82。 （a）     （b） 图5  两模型升、阻力系数数值计算值比较 图6和图7是两种翼型在攻角为6°时的表面压力分布，与普通翼型不同的是，该类翼型上下表面压力分布曲线包围成两个区域，前面区域对翼型产生升力，而后面的区域产生的是下降力，随着攻角增加，前面区域变大而后面变小，这也是该类翼型表面压力的典型分布。对比这两种翼型的表面压力分布，可以看出，在同样攻角下，其上、下表面压力曲线的交叉点基本在同样的弦长位置处，而且，两个翼型上、下表面压力分布曲线的拐点位置也基本一致。 从两个翼型的截面对比来看，Clark Y翼型和NACA 66的最大厚度与弦长的比值基本一样，约8.4%，最大厚度距离前、后缘的距离与弦长的比值也完全一样，为21.5%，它们的区别仅仅是在厚度分布上，相比较而言，Clark Y翼型的头部稍大，而NACA 66翼型的背部稍大，其表面坐标的拐点基本一致，这与表面压力分布是符合的。 一般而言，翼型的头部越大，其叶片背部产生的压力峰值就越大，可以产生更大的升力，同时翼型尾部的厚度越小，流体的尾迹损失也越小，该类翼型由于形状对称，无法同时满足这两个矛盾的要求。仔细观察，可以发现，Clark Y翼型的上表面头部的压力系数比NACA 66翼型的明显高，这与一般理论是一致的，但是其下表面头部的压力系数分布却相当接近，所以同样攻角情况下Clark Y翼型的升力系数大。而在翼型的尾部，这两种翼型下表面的压力系数都是从－0.8迅速增加到0.3～0.4，压力如此快速的增加会导致翼型表面速度迅速下降，产生比较大的尾迹区或流动分离。 图6  翼型Clark Y上、下表面压力分布（6°攻角）    图7  翼型NACA 66上、下表面压力分布（6°攻角） 在6°攻角的时候，翼型上、下表面流动分布见图8和图9，从速度矢量看，翼型表面流动分布良好，尾部还没有分离，但其尾迹的低速区相当明显。 图8  翼型Clark Y速度分布（6°攻角）  图9  翼型NACA 66速度分布（6°攻角） 翼型的损失主要由其尾迹动量厚度决定，从图6～图9看出，翼型发生非常快的扩压的位置基本在其尾部最大厚度处。因此，其尾迹动量厚度也基本由翼型尾部的最大厚度决定。对比图5也可以证实笔者的分析，当攻角大于5°后，翼型的尾部厚度分布的影响才开始有所表现，但是，差别还是不大。NACA 66翼型的头部较尖，其尾部相对Clark Y翼型也小，应该可以减小尾部的尾迹损失，但是，由于该类翼型尾部区域扩压度大，而两个翼型尾部厚度基本一致，因此，尾迹区受原始翼型的头部形状的影响不大，而主要受原始翼型的最大厚度的影响。 4  结论 （1）该计算对比验证了文献[1]的试验结果和结论，即在最大厚度相同时，原始翼型的头部形状对阻力系数影响也不大，而对升力系数的影响较大。