基于合成射流风力机翼型气动特性的数值模拟

马 涛，吴素珍

(河南工程学院 机械工程学院，河南 郑州451191)

增升减阻是风力机设计一个重要的研究课题，而流动控制技术是解决增升减阻问题的有效方法.合成射流控制技术由于其能耗低、响应快、不需要外界气源的特点，已成为当前最有发展前景的主动流动控制技术.从20世纪初开始，国内外研究人员进行了大量的流动控制研究［1-4］.You等［5］对NACA0015翼型进行了大涡三维模拟研究，结果表明射流能够延迟分离、提高升力且与实验值很接近.张攀峰等［6］通过对翼型气动特性、射流孔口附近流动结构的分析，揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.罗振兵等［7］利用数值模拟方法分析了合成射流在不同工作状态下对低速流射流矢量的影响，初步研究了其控制机理.但对于主动流动控制射流参数与翼型气动特性的关系没有进行具体的分析.

在上述研究的基础上，利用数值模拟的方法，综合分析射流偏角、动量系数及无量纲频率对流动控制效果的影响，旨在探讨合成射流参数对翼型气动特性的影响规律，为不同工作状况下合成射流器的设计和使用提供了参考.

1 控制方程

在翼型上设置合成射流器，在喷口处形成交替吹吸气的方式，对翼型上空气流动进行扰动，实现翼型表面流动的分离控制，从而达到增升减阻的目的.釆用在合成射流器喷口处附加非定常吹、吸气边界条件的方法以模拟合成射流对主流的干扰作用.喷口处速度定义为u(t)=umsin(2πft+Ø0)djet，um为合成射流速度幅值，f为合成射流入射频率，Ø0为合成射流初始相位角，djet代表沿射流出射方向的单位矢量.定义合成射流入射方向与翼型表面切向的夹角为射流偏角θjet，喷口宽度为H，并定义有效宽度h=sinθjet·H，如图1所示.

图1 翼型表面合成射流示意图Fig.1 Synthetic jet on the airfoil surface

由图1可见，射流偏角越小，在喷口宽度和射流速度均相同的情况下射流注入主流的有效动量通量也就越小.定义合成射流无量纲化频率，c为翼型弦长，U∞为自由来流速度.为了描述射流能量，定义射流吹气动量系数，定义无量纲化时间在笛卡尔坐标系下，对空间任意控制面积S，积分形式的时均化的二维非定常N-S方程可以写为式中，∂S为控制面积的边界，n为边界的单位外法向向量，且

2 模拟参数的设定

以NACA0015翼型为研究对象，研究合成射流在低雷诺数下控制翼型流动分离的机理，计算网格采用分块生成结构化网格的方法产生.为了更好地模拟合成射流的非定常湍流流场，在射流喷口处进行了网格的局部加密处理，以便更好地获得流场参数，来流条件为马赫数为0.2，Re=3.6×105.

在来流前方选择半圆形边界，以前缘为圆心，半径为15c，定义为来流速度边界条件，上下边界距离前缘点15c，定义为远场边界条件，后场边界距后缘点为10c，采用流动出口边界条件，在翼型屋面采用无滑移壁面边界条件.通过Fluent程序提供的自定义函数(UDF)来定义射流器出口边界条件.

3 分析与验证

计算采用商用软件Fluent，控制方程为二维非定常Reynolds平均N-S方程，采用二阶迎风格式用于方程的空间离散、时间离散采用一阶显示格式、湍流模型采用S-A方程模型，图2和图3分别为翼型升力和阻力系数随攻角变化的计算曲线.

首先，计算了F+=0.1，Cμ=0.01，β=20°的合成射流控制效果.不同攻角的翼型升力和阻力系数计算结果如图4所示.

图2 升力系数对比Fig.2 Comparison of lift coefficient

图3 阻力系数对比Fig.3 Comparison of drag coefficient

图4 控制前后升阻力系数Fig.4 Lift and drag coefficient with and without control

从图4中可以看出，在攻角较小时，合成射流控制前后翼型的升阻力系数都没有较明显的变化，主要原因是在攻角较小时，翼型表面的流动是附着流，没有发生流动分离，所以此时合成射流对改变翼型升阻力特性是不起作用的.随着攻角的增大，翼型表面流动发生转捩点，使得气流在小范围分离，此时通过施加合成射流可以提升翼型的升力系数，但同时阻力系数也有所增加.当攻角达到失速攻角以后，实施合成射流控制后翼型失速攻角增大，最大升力系数也明显增加，阻力也明显减少，其中在迎角为17°时升阻特性改善最为显著.由上可知，在攻角达到失速攻角以后实施合成射流主动控制，可以推迟翼型失速与增升减阻，明显提高了翼型气动特性.

射流偏角与升阻力系数增量如图5所示.ΔCL和ΔCD分别为升力和阻力系数增量，由图5可以看出，不同的射流角对翼型的升阻力系数都有改善作用，尤其在射流角为5°～30°时，增升减阻效果较好.但是，随着射流偏角的增大，增升作用变小;当射流偏角增大到一定值时，其作用已经很小了，甚至会有相反的作用.因此，近切向贴体射流优于法向射流的控制效果.为了获得较好的流动控制效果，射流偏角应当控制在25°以内.图6所示为射流偏角为20°时射流动量系数与翼型升阻力系数的关系.从图6中可以看出，当动量系数较小时，增升减阻作用较小，但随着射流动量系数的增大，翼型的升力明显增加，阻力也明显变小，而且随着动量系数的增加，对翼型的影响也愈加明显.图7给出了翼型升阻力随射流器无量纲频率变化，可以看出当射流器工作频率为0～3时，翼型升阻比有较大改善，随着无量纲频率的增大，翼型的升阻比降低，即射流控制效果降低、翼型阻力增大.

图5 射流偏角与升阻力系数增量Fig.5 Lift and drag coefficient with change of jet angel

图6 动量系数与升阻力系数增量Fig.6 Lift and drag coefficient with change ofmomentum coefficient

图7 无量纲频率与升阻力系数增量Fig.7 Lift and drag coefficient with change of dimensionless frequency

4 结论

(1)射流偏角对翼型失速控制效果有显著影响.小偏角近切向贴体射流比法向射流具有更佳的失速控制效果，为了获得较好的流动控制效果.射流偏角应当控制在25°以内.

(2)射流动量系数对翼型控制效果有重要影响.当动量系数较小时，其影响有限，只能在某些特定状态才能有控制效果;随着动量系数的增大，升力增量增大，同时射流对吸力面的影响区域也扩大.

(3)射流无量纲频率较小时，控制效果较好.当射流器工作频率为0～3时，翼型升阻比有较大改善.随着无量纲频率的增大，翼型的升阻比降低，即射流控制效果降低、翼型阻力增大.

［1］洪俊武，陈晓东，张玉伦，等.主动流动控制技术的初步数值研究［J］.空气动力学学报，2005，23(4):402-407.

［2］Esmaeili M H，Tadjfar M，Bakhtian A.Tangential synthetic jets for separation control［J］.Journal of Fluids and Structures，2014(45):50-65

［3］张威，林永峰，陈平剑.基于零质量射流技术的旋翼翼型流场主动控制研究［J］.直升机技术，2010，161(1):15-20.

［4］肖中云，牟斌，陈作斌，等.零质量射流与分离控制的数值模拟［J］.空气动力学学报，2006，24(1):46-50.

［5］You D，Moin P.Active control of flow separation over an airfoil using synthetic jets［J］.Journal of Fluids and Structures，2008，24(8):1349-1357.

［6］张攀峰，王晋军.合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离［J］.北京航空航天大学学报:自然科学版，2008，34(4):443-446.

［7］罗振兵，夏智勋，胡建新.相邻激励器合成射流流场数值模拟及机理研究［J］.空气动力学学报，2004，22(1):52-59.