小攻角下翼型分离流结构的数值研究

《小攻角下翼型分离流结构的数值研究》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在行业资料-天天文库。

1、小攻角下翼型分离流结构的数值研究摘　要:利用FLUENT商用计算流体软件对小攻角下（-4°～20°）NACA4415翼型的分离流结构进行了数值模拟，计算中方程采用二维稳态分离解法的隐式解法；湍流模型选择模型；离散方法为二阶迎风格式；压力-速度耦合采用SIMPLE算法。成功的给出了翼型在小攻角下的静压分布、速度分布、升力及阻力系数曲线，对不同攻角下分离流动结构进行了详细的分析、比较，系统地给出了该翼型在分离绕流中的气动力学参数，得出该翼型分离流动结构随攻角的变化特征。0.引言     翼型绕流分离作为绕流

2、中常见的问题之一，一直受到了广大学者的关注，像换热器中的扰流子、船用舵、螺旋桨的桨叶，风力机的叶片等均为翼型流动问题。本文采用数值模拟的方法给出了翼型在-4°～20°小攻角范围下的静压分布、速度分布、升力及阻力系数曲线，总结了翼型分离流动结构随攻角的变化特征，为风力机翼型的气动特性研究提供了理论基础。1.控制方程湍流流动控制方程在任意曲线坐标系中可写成无量纲矢量形式    其中，对应于连续方程、动量方程、能量方程、低雷诺数双方程湍流模型共六个方程，为坐标变换Jacobian行列式。Fi为对流通矢量，为粘

3、性矢量，为源项，是雷诺数。本文假定流场定常，翼型周围工质气体不可压缩，模型计算时，湍流模型采用低雷诺数双方程湍流模型，之所以选择此模型是因为模型有着计算量更少，边界条件容易处理，又能适应粗糙的初始湍流流场等优点，计算翼型S809时也采用了该湍流模型,以上控制方程中考虑了可压缩湍流的影响。2.网格生成与离散求解格式    计算域的边界包括翼型固壁、速度入口、自由出流出口、Interior以及固壁边界。计算域的外边界长度分别是翼型表面弦长和最大厚度的10倍距离。所采用的边界条件为:固壁表面采用无滑移条件、进

4、口、出口和Interior面由特征相容条件所确定、计算边界由插值确定。    计算区域离散为非结构网格，计算区域整体为类O形网格。网格数为95202,翼型上、下表面均为196点，第一条网格线距翼型表面最近距离为弦长的10－4倍。计算过程中，采用了区域加密的方法，对翼型周围流场网格进一步加密。不同的来流攻角采用不同网格，以保证来流方向不变。 图1NACA4415翼型攻角时局部网格    计算基于RANS方法，采用二维稳态分离解法的隐式解法，空间离散格式采用二阶迎风格式，压力－速度耦合采用SIMPLE解法。

5、3.计算结果与分析3.1升力系数、阻力系数及分离流场    对NACA4415翼型在小攻角-4°～20°范围下的分离流动结构进行了数值模拟，取来流速度和翼型弦长为特征量,远前方来流马赫数和雷诺数分别为Ma=0.024和Re=2.86×104。图2为NACA4415翼型攻角-4°～20°的之间升力和阻力系数计算值。                           攻角/(°)              图2在小攻角范围下NACA4415翼型                   升力系数和阻力系数曲线节

6、能项目贷款—碳贷通节能项目保险---碳险通节能公司融资评级节能项目交易www.chinaepd.com史小姐：15818696235郑先生：13811124198图3显示了攻角分别为-4°、-6°、14°和16°时的分离流场。在定常计算过程中，计算表明,当攻角小于14°时,翼型绕流为附着流，绕流流场只发生局部分离；当攻角大于14°时,在翼型背风面尾缘附近出现明显的分离流结构,绕流流场发生大尺度分离升力系数下降；而14°正好是该翼型的失速攻角。以后随攻角的继续增大,分离点逐渐向翼型前缘推进,分离区不断增大

7、,升力系数在16°攻角以后缓慢上升。分离区内主要由旋转方向不同的涡体组成,并随攻角的增加,涡核的强度不断增大,且涡核逐渐离开背风面挤压主流场。分析得到的结论与文献[7]给出的分析结果是相似的。（a）攻角-4°时翼型周围速度矢量图（b）攻角0°时翼型周围速度矢量图（c）攻角6°时翼型周围速度矢量图（d）攻角14°时翼型周围速度矢量图（e）攻角16°时翼型周围速度矢量图    图3不同攻角下NACA4415翼型绕流时均速度矢量场（a）攻角-4°时翼型表面压力分布（b）攻角6°时翼型表面压力分布（c）攻角14

8、°时翼型表面压力分布（d）攻角16°时翼型表面压力分布注：图中y＋代表翼型的上表面y－代表翼型的下表面    图4在不同攻角下NACA4415翼型物面上时均压力分布（a）攻角-4°时计算区域压力等值线图（b）攻角6°时计算区域压力等值线图（c）攻角14°时计算区域压力等值线图（d）攻角16°时计算区域压力等值线图图5不同攻角下NACA4415翼型绕流时均等压力线分布4.结论    本文利用FLUENT商用计算流体软件对不同攻角下NACA44