低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究.pdf
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1、数值模拟研究了 Re=4104时小迎角下表面局部振动激励对 SD8020 翼型气动特性的影响,从时均化和非定常流动两个方面分析了频率和幅值两个振动激励参数对于翼型分离和转捩特性的作用。结果表明,迎角 2和 3时局部振动激励能够有效对流场施加影响,促进层流分离泡结构的转变,改善翼型的气动性能。同时研究发现,振动频率在不同迎角下对翼型气动特性和流场结构的影响规律类似,频率 f=32 Hz时气动性能提升最明显;而随着振动幅值的增加,层流分离泡长度减小且整体向前缘移动。进一步非定常分析表明,迎角 2和 3时流场在同一振动激励参数下表现出相似的非定常涡演化过程,弦向位置的压力脉动频率与振动激励频率一致,
2、此时流场的非定常流动特征由振动激励主导。关键词:低雷诺数;层流分离泡;局部振动;流动控制;非定常流动中图分类号:V211 文献标志码:A 文章编号:10052615(2023)04067610Investigation on Local Vibration Control of Airfoil at Low Reynolds NumberJIN Zhou1,XIA Tianyu1,DONG Hao1,2(1.College of Aerospace Engineering,Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,Nanjing 21
3、0016,China;2.State Key Laboratory of Mechanics and Control for Aerospace Structures,Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,Nanjing 210016,China)Abstract:The effect of surface local vibration excitation on the aerodynamic characteristics of SD8020 airfoil under small angles of attack is s
4、tudied by numerical simulation at Re=4104.The influence of vibration frequency and amplitude on the flow characteristics of airfoil is studied from time averaged and unsteady aspects.The results show that local vibration at 2 and 3 can effectively affect flow field,promote the transformation of the
5、laminar separation bubble structure and improve the aerodynamic performance of the airfoil.It is found that the effects of vibration frequency on aerodynamic characteristics and flow field structure of airfoil are similar under different angles of attack.When f=32 Hz,the improvement of aerodynamic c
6、haracteristic is the most effective.With the increase of the vibration amplitude,the separation bubble structure span becomes smaller and moves towards the leading edge.The further unsteady analysis shows that the evolution process of unsteady vortex presents the similar mode under the same control
7、strategy.And pressure pulsation frequency at chordal position is consistent with the vibration excitation frequency.It can be found that the unsteady characteristics of the flow field are dominated by the vibration excitation under this research condition.Key words:low Reynolds number;laminar separa
8、tion bubble;local vibration;flow control;unsteady flowDOI:10.16356/j.10052615.2023.04.013收稿日期:20221125;修订日期:20230323通信作者:董昊,男,教授,博士生导师,E-mail:。引用格式:金周,夏天宇,董昊.低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究 J.南京航空航天大学学报,2023,55(4):676685.JIN Zhou,XIA Tianyu,DONG Hao.Investigation on local vibration control of airfoil at low Reyno
9、lds number J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,2023,55(4):676685.第 4 期金周,等:低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究高空长航时飞行器飞行高度高,飞行速度低,雷诺数一般在 106以内,存在典型低雷诺数气动问题1,为相关飞行器的研究设计带来了困难。研究表明,低雷诺数条件下,对称翼型升力系数在 0迎角附近普遍存在非线性现象23,小迎角条件下对称翼型的升力线斜率普遍低于 2,存在小平台甚至会出现负值。飞行器在这个迎角范围内会出现明显的升阻比下降以及操纵失控等问题。因此,开展对于翼
10、型升力系数非线性等低雷诺数气动问题的研究对此类飞行器设计具有重要意义。低雷诺数气动问题常与翼型表面流场的复杂流动相关,低雷诺数下翼型表面不同的流动结构会使翼型的气动特性产生巨大差异。针对低雷诺数小迎角条件下的升力非线性问题,文献 4 在对 34种翼型进行风洞试验后,发现对称翼型在雷诺数4104到 1105范 围,小 迎 角(Angle of attack,AOA)范围内,升力系数都会出现非线性效应,表明这一非线性现象是普遍存在的,并认为这种效应是由层流分离泡(Laminar separation bubble,LSB)结构引起的。文献 5 研究了 LSB 对低雷诺数下翼型气动性能的影响,发现分
11、离、转捩和边界层再附位置对于翼型性能影响尤为显著,他们指出正是由于 LSB 的存在导致光滑机翼低雷诺数条件下升阻性能急剧下降、气动特性急剧变坏。文献 6 用非定常数值模拟结合水洞 PIV 流动显示研究了小迎 角 下 的 非 线 性 效 应,认 为 后 缘 层 流 分 离 泡(Trailingedge laminar separation bubble,TLSB)和经典长层流分离泡(Long laminar separation bubble,LLSB)之间的转变导致了这种非线性效应。因此,更好地了解 LSB 的特性对于避免 LSB 造成的飞行器性能下降至关重要。为了改善 LSB 对飞行器气动性
12、能的影响,研究者提出了各种流动控制方法,如研究较多的边界层抽吸气控制78、合成射流910等,但相关控制方法耗能较多且系统复杂,成本过高。近年来,随着柔性材料和压电纤维复合材料11的发展,许多学者开始研究一种通过蒙皮局部振动来进行流动控制的方法。与主流的控制手段相比,由于没有外部流体的增加或交换,能耗较低,局部振动是一种相对节能的控制手段。文献 12 在低雷诺数条件下研究了膜翼振动对其气动特性的影响,结果显示在大迎角状态下,薄膜机翼表面动态位移对机翼非定常流场有显著的影响,可延迟机翼失速,提高大迎角升力系数。文献 13 利用数值模拟的方法研究了局部柔性机翼在低雷诺数条件下的自激振动和气动特性,发
13、现局部柔性机翼具有更大的升阻比。文献 14 采用直接数值模拟分析了翼型周期性表面变形过程中的流动机理,结果显示,周期性的表面变形几乎可以消除分离,显著提高气动性能。文献 15 研究了 E387翼型局部表面振动的流动控制问题,分析了分离涡和等效外形的变化,得到了控制效果与振幅、激励频率等激励参数之间的关系。文献 16 研究了翼面局部引入周期性正弦振动后的翼型气动特性变化规律,结果表明,通过适当的参数优化,局部主动变形能够改善翼型背风区的气动特性,起到增升减阻的作用。文献 17 对低雷诺数翼型局部振动做了深入研究,研究表明振动位置对翼型气动特性及流场结构有显著影响,振动表面位于翼型前缘附近或位于
14、LSB 中心位置时可有效控制翼型层流分离。上述的研究表明机翼的局部振动能有效改善流场结构,但多集中于对机翼表面流动结构的控制以及对气动特性的影响,对不同结构类型 LSB 的影响机理和相应力学特性的差异还未给出合理的解释。因此,本文针对低雷诺数下翼型小迎角时升力线非线性等典型现象进行研究,利用数值模拟方法研究了表面局部振动激励的流动控制效果,从时均化和非定常流动的角度分析不同激励参数对不同类型分离泡的影响。1 计算方法1.1数值方法数 值 模 拟 采 用 NavierStokes 方 程 组 进 行 计算,其守恒积分形式如下tVQdV+SFn dS=0(1)式中:Q为守恒向量;S为控制体 V 所
15、有表面 S的集合;F 为通过控制体的 S面上的通量;n 为 S面的单位外法向矢量。无黏项、黏性项的空间离散方法分别为二阶迎风 Roe 格式及二阶中心差分方法。湍流模型采用剪应力传输转捩模型(Transition shear stress transfer,Transition SST)。Transition SST模型由局部转捩动量厚度雷诺数 Re的运输方程和间歇因子的运输方程组成。后由 Menter 等根据Van Driest 等18提出的涡量雷诺数 Re,引入涡量雷诺数 Re并将两个雷诺数进行关联。在以往研究中,结合试验数据对比,Transition SST 模型可以很好的预测流动转捩过程
16、,因此该模型在工程领域中应用广泛。本文采用非定常瞬态计算,物理时间步长选择为 210-4 s,以使计算够捕捉整个非定常过程。计算模型的弦长 c为 0.2 m,雷诺数为 4104(基于弦长 c),外部边界条件为压力远场,物面边界为无滑677第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报移壁面,气体条件为理想气体,自由流湍流度为0.1%。计算所用二维翼型模型采用 SD8020翼型,计算网格模型采用 C 型网格,网格前后远场为 10倍和 20 倍弦长(图 1),物面网格第一层高度为 110-4 m,y+值约为 1,并在翼型前后缘及局部振动区域对网格进行加密。网格无关性验证采用 3 套网格,网格数
17、分别为 43 226、88 496 和 173 306。经验证中等网格数时已满足网格收敛性要求,故采用网格数 88 496 的网格模型进行计算。算例验证参考了 Re=4104的风洞实验结果4,后文结果对比显示出计算结果与实验结果基本吻合,验证了数值方法的可靠性。1.2网格变形计算采用基于扩散光顺的动网格技术以模仿翼面局部振动的真实物理状态。扩散光顺是 Fluent 提供的除弹簧光顺外一种常用的网格光顺方法,其基本原理是通过求解扩散方程(2)来设置网格的节点位置的。(u)=0(2)式中:u为网格的运动速度;为扩散系数。求解出运动速度后,可以很容易获得网格节点在下一个时间步长的位置xnew=xol
18、d+ut(3)式中xold为前一个时间步长的位置。扩散光顺计算量较大,但通常能够获得较好的网格质量,同时其所允许的运动幅度较大。翼 型 表 面 局 部 振 动 通 过 用 户 自 定 义 函 数(Userdefined function,UDF)实现,将振动位置设置在翼型上表面距前缘 0.4c0.5c区域,振动形式为周期性正弦曲线运动,振动具体表现形式如图 2所示,振动位移表达式为y=Asin(2f(t-t0)sin()x-x0L(4)式中:y为垂直弦向的位移量;A 为振动振幅;f 为振动频率;L为振动位置弦向长度;x为网格节点的弦向位置;x0为振动起始位置。2 结果与讨论2.1振动效果分析为
19、了分析振动对翼型气动特性的影响,选择了振动激励参数为频率 f=32 Hz,振幅 A=0.001c 的状态进行研究,图 3为无振动翼型与施加振动翼型的平均升力系数 CL对比图。未施加控制状态下,迎角由 2增加到 3时,翼型的升力系数出现突然增长。随迎角继续增加,升力系数逐渐呈线性增长,为典型的小迎角下的的升力线非线性现象,而施加振动控制后,翼型在迎角 03范围内的升力系数有较大提高,原有的升力线非线性现象得到改善。图 4(a)为迎角 2时振动施加前后的翼型表面平 均 压 力 系 数 CP对 比 图,施 加 振 动 前,距 前 缘0.48c 位置存在压力系数的交错点,压力系数的变化较为平缓;而施加
20、振动后,翼型前缘开始上下翼面压力系数范围扩大,同时翼型中段上下翼面压力系数线交错点消失,翼型从前缘到后缘下翼面压力系数均大于上翼面,产生的升力与无振动翼型相比有所增长。迎角 3时振动施加前后的翼型表面平均压力系数对比如图 4(b)所示。迎角由 2增大至 3时,压力分布存在较明显的平台区,这种平台压力分布的特征与分离泡结构的存在有很大关联19。施加振动后,翼型前缘至中段压力系数无明显变化,而翼图 3 基本翼型与振动翼型平均升力系数对比Fig.3 Comparison of average lift coefficients of basic airfoil and vibrating airfo
21、il图 1 原始网格划分示意图Fig.1 Schematic diagram of original grid division图 2 局部振动模型示意图Fig.2 Schematic diagram of local vibration model678第 4 期金周,等:低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究型后缘上表面压力系数与未振动翼型相比有所增加,升力系数有所下降,但升力系数依旧保持线性增长。对比有/无振动激励时的翼型流场结构可以看到:迎角 2时(图 5(a),此时流动在分离后不重新附着在翼型表面,时均化后的主涡总是停留在翼型后缘附近,对应的此时翼型后半段的流动较为稳定,压力系数的变化较
22、平缓,这种位于后缘的纺锤形分离泡被称为后缘层流分离泡(TLSB);施加振动后,TLSB 消失,在距翼型前缘 0.7c0.8c 范围出现新的分离泡结构,此时流场结构由原来的TLSB 结 构 转 变 为 LLSB 结 构。当 迎 角 为 3(图 5(b),无振动状态翼型的分离泡结构发生变化,分 离 点 由 距 前 缘 0.58c 向 翼 型 前 缘 移 动 至0.45c,时均化再附点出现于后缘位置,同时存在主涡以及诱导二次涡结构,但后缘位置不再有气流向上卷起,流动结构为经典 LLSB 结构;在施加振动后,可 以 观 察 到 层 流 分 离 得 到 抑 制,流 场 仍 为LLSB 结构,但分离泡的长
23、度与高度都明显减小,这与文献 20 结论一致。2.2 振动参数影响2.2.1振动频率影响进一步研究振动频率对气动特性及流场结构的影响,选取了 5 个不同振动频率(参考了自然涡脱频率 f0)作为变化参数进行研究,振幅统一为0.001c。表 1、2分别为迎角为 2和 3时的气动力系数对比,迎角 2时施加振动控制能够有效提高翼型的升力系数和升阻比,随着振动频率的增加,效果有所提升,频率为 32 Hz 时的振动控制效果最好,升力系数提升了 202.7%,升阻比提升了 237.1%。之后随频率继续增加,控制效果逐渐减弱,当频率增加到 128 Hz时,控制效果几乎消失,而迎角 3时施加振动控制的效果不及迎
24、角 2状态,特别是随着振动频率的增加,气动性能反而出现下降。图 5 基本翼型与振动翼型时均化流场对比 Fig.5 Comparison of timeaveraged flow field between basic airfoil and vibrating airfoil图 4 基本翼型与振动翼型时均化表面压力分布对比Fig.4 Comparison of pressure distribution on the surface of the basic airfoil and vibrating airfoil表 1 AOA=2不同振动频率升阻系数对比Table 1 Comparison
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