钝后缘翼型的后缘隔板减阻研究

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1、第40卷第6期2010年11月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueV01．40No．6NOV．20lO钝后缘翼型的后缘隔板减阻研究宋科，郝礼书，乔志德(西北工业大学翼型叶栅国防科技重点实验室，陕西西安，710072)摘要：采用数值模拟方法进行了FB一4000一1000钝后缘风机翼型的气动特性分析及底阻减阻研究。研究了三种后缘隔板布局对风机翼型气动特性的影响；其中一种隔板布局以升力损失为代价实现线性段减阻约40％，迎角区间平均减阻约25％；另一种布局在几乎没有升力损失

2、的情况下，实现平均减阻约10％。关键词：钝后缘翼型；隔板；减阻中图分类号：V211．4l文献标识码：A文章编号：1671．654X(2010)06．0062．04引言关于钝后缘翼型的早期研究发现，其底部附近存在定常或周期性低压流动，带来相当大的底部阻力，所以亚声速翼型设计中通常会避免钝后缘的出现⋯。但是随着风力发电新能源技术的兴起，钝后缘翼型因其在气动与结构特性方面的特点，非常适合用于大型、超大型风力机叶片，因而越来越受到重视。近年来，国外陆续提出了一些大厚度钝后缘风机翼型系列旧。J，其中有的已经实现

3、工程应用。此类翼型相对厚度可达25％一40％，采用非尖锐钝后缘，底部相对厚度可达20％以上，将它们用于大型风力发电机内侧叶片，具有以下优点：1)结构效率高(结构容积大，容易加工制造)；2)升力特性好(最大升力高，失速迎角大)；3)对表面污染不敏感。以上第三点主要指风机在长年运转过程中不可避免的受到灰尘、鸟粪、雨水的污染，改变了叶片表面粗糙度与转捩位置，进而影响升力特性。现有的研究表明H-5]，通过加厚后缘，将最大相对厚度与后缘相对厚度之差限制在25％以内，有助于降低升力特性对转捩的敏感度。然而钝后缘翼

4、型存在底阻大这一固有缺点，尽管对于风机叶片，阻力惩罚相对升力增益较为次要，然而过高的阻力对扭矩和功率输出均有负面影响，所以探寻一种实用的钝后缘翼型减阻方法十分有意义。角处加速，使压力下降并进而生成低压漩涡结构。最近几年国外文献提出【6。7J，在钝后缘风机翼型或叶片后缘安装隔板、楔形板、空腔等装置，可以削弱后缘的低压漩涡结构，从而实现减小底部阻力的目的。其中隔板(splitter)是结构最简单的一种装置，其作用是在后缘分隔翼型上下表面的剪切层，削弱所产生的低压漩涡结构。本文对比研究了三种隔板布局(图1)

5、，分别安装在后缘台阶中部、上部与下部，记为“mid、up、down”o>>>．／／一，_，—工一midupdown图1三种隔板布局2计算模型m,FB一4000—1000⋯⋯⋯FB一4000—2000．o．1-0．201后缘隔板减阻技术本文研究了FB一4000—1000翼型，它属于FB系产生底部阻力的主要机制是：流动在底部台阶转列新概念风机翼型吲，具有40％最大相对厚度与10％收稿日期：2010—05．12作者简介：宋科(1980一)，男，河南安阳人，讲师，博士研究生，研究方向为理论与计算流体力学。20

6、10年11月宋科等：钝后缘翼型的后缘隔板减阻研究·63·后缘厚度。FB系列主要通过对尖锐后缘基准翼型的后部修形得到，同为40％最大相对厚度的还包括FB一4000一2000等(20％后缘厚度，图2)。3数值方法与计算网格本文求解非定常RANS方程，数值模拟了翼型的粘性绕流。数值方法均采用成熟可靠的技术：有限体积离散，二阶精度ROE—FDS格式，双时间推进，LU．SGS子迭代，S．A湍流模型。计算网格采用O型而不是C型，主要由于以下两方面原因：1)无论是否安装隔板，后缘台阶转角处均会出现流动分离，下游形成

7、分离流动，例如涡街，而不像尖锐后缘翼型那样形成剪切层尾迹，所以利用C网格的尾迹加密去模拟剪切层不再必要。2)钝后缘几何特点使O型网格生成比较容易，网格质量更高。除了附面层网格加密之外，O型网格尽可能避免了局部网格过于集中而形成所谓“网格激波”¨J。C型网格加密的尾迹是很严重的网格激波，对定常流动计算影响很小，对非定常流动，特别是对分离漩涡穿过网格激波的情况，网格疏密的剧烈变化产生很大计算误差。图3展示了后缘附近计算网格(隔二取一以便清晰显示)，可以看到无隔板0型网格质量很高，没有局部过于集中或扭曲现象

8、；有隔板0型网格仅出现了程度很弱的网格激波，网格集中程度远弱与C型网格尾迹。采用了401×113(无隔板)与569×113网格(有隔板)。附面层第一层网格平均高度约为弦长的0．7x10。5倍，对基于弦长雷诺数1×106的情况，Y+≤1。4计算与分析FB-4000—1000钝后缘风机翼型的计算状态为Re=l×10。，Ma=0．1405，迎角为一5。一15。，翼型上下表面固定转捩位置均为5％弦长。首先计算了翼型未安装隔板时的升阻特性，考虑到钝后缘附近可能出现