翼型前缘微小平板的流动控制方法和数值模拟

董晓华，孙晓晶

（1.上海大学上海市应用数学和力学研究所，上海　200072；2.上海理工大学能源与动力工程学院，上海　200093）

翼型前缘微小平板的流动控制方法和数值模拟

董晓华1，孙晓晶2

（1.上海大学上海市应用数学和力学研究所，上海200072；2.上海理工大学能源与动力工程学院，上海200093）

提出了一种在翼型前缘前设置微小平板来抑制翼型上流动分离的新方法，并通过自主研发的计算软件UCFD对微小平板的流动控制进行了数值模拟.首先研究了在攻角一定的情况下微小平板的长度、安装角、相对翼型的安装位置等对抑制翼型上流动分离效果的影响；然后，采用正交优化方法，以翼型最大升阻比为优化目标，得到了该小平板最佳的长度、安装角和安装位置等.研究结果表明，微小平板的设置对抑制叶片上的流动分离具有显著效果.

数值模拟；流动分离；流动控制；气动性能

随着绿色新能源产业的急速发展，各国政府已将风力发电提高到了国家战略层面.2011年6月，我国的风电装机容量跃居世界第一.在飞速发展的同时，风力发电仍然存在一些亟待解决的气动问题，如低风速下的启动、脉动风或随机阵风引起的振动、动态失速、静态失速等.这些问题不但会直接影响机组的发电效率，还会引起风力机叶片的振动，甚至会导致风力机的损坏［1］.因此，非常有必要采取相应的措施对上述气动问题加以控制，从而提高风力机的气动性能.可以说，研究流动控制方法具有学术和工程上的双重意义.

根据是否需要输入额外的能量，流动控制方法主要分为主动控制与被动控制两大类.为了有效地推迟甚至抑制流动分离从而获得具有更好气动性能的流体机械或飞行器，国内外学者做了许多工作.2002年，Lin［2］针对低剖面涡发生器控制边界层分离的研究做了回顾性的分析. 2005年，Bae等［3］通过采用一系列压电驱动器驱动柔性梁发生主动变形的主动流动控制，有效地控制了流动分离，从而获得高升低阻的可变形翼.2012年，Murugan等［4］将机翼蒙皮上复合材料中碳纤维的体积分数作了不均匀分布处理以提高平面内翼型的灵活性，使机翼在来流的作用下可以被动地产生大尺度变形.这种材料同时增强了机翼蒙皮的抗弯刚度，有效地抵御气动载荷带来的结构损伤.2009年，翁培奋等［5］对提高微型飞行器翼型的合成射流的气动特性做了相关研究.2013年，Huang等［6］提出了一种新型的基于被动控制的自适应翼型，这种翼型可随外界大气压的改变而被动地改变形状以获得更好的气动特性.陶洋等［7］通过采用实体鼓包的控制技术提高了超临界翼型跨声速气动特性.韩忠华等［8］针对用零质量射流的流动控制方法来推迟翼型的失速做了数值研究.

本工作针对翼型绕流场流动分离的特征，提出了一种在翼型前缘前设置小尺寸平板的流动控制新方法，以期利用小平板产生的尾涡与翼型吸力面上边界层之间的相互干扰作用来达到抑制翼型上流动分离的目的.因为在攻角不同的情况下计算得到的结果相似，所以本工作研究攻角18◦时小平板的长度、安装角、相对翼型的安装位置等对抑制翼型上流动分离的影响，最后采用正交优化方法，以翼型最大升阻比为优化目标，得到了该小平板的最佳长度、安装角和安装位置等.

1　计算方法、模型与网格

课题组经过多年研究，开发完成了一个通用统一的计算流体力学软件UCFD.该软件采用有限体积方法，以焓、速度与压力为原始变量，构建了相应的流体力学预处理方法，用以焓与压力为自变量的任意工质状态方程或热力性质表格来封闭流体力学方程组，用Roe格式离散对流项，通过Van Leer提出的状态插值法实现格式的高精度.UCFD软件采用多块网格、多重网格、拼接网格、重叠网格、嵌套网格、变形网格以及并行等技术，可以进行任意工质、各种复杂内流与外流的定常、非定常及流固耦合流场的模拟［9］.本工作的数值模拟全部采用单方程的Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，其中UCFD软件程序基于三维结构化网格，采用嵌套网格技术和拼接网格技术，对翼型与其前缘前所加微小平板的网格的划分，其中对翼型和小平板近壁面均采取了加密处理（见图1）.

图1　计算网格Fig.1 Grids used in the calculation

2　边界条件

计算域上边界、左边界和下边界均采用速度入口边界条件，右边界采用压力出口边界条件，前后两面为对称边界.翼型以及平板作为无滑移壁面边界条件处理.来流方向沿x轴，马赫数Ma为0.035，迎角为18◦.

3　计算结果

3.1可靠性验证

为了验证所采用网格、计算程序和边界条件的可靠性，本工作模拟了单个NACA0012翼型在雷诺数Re为5.0×106的情况下，其升、阻力系数随来流攻角的变化，并将计算结果与修正后的实验值进行了比对（见图2）.从图2中可以看出：在攻角小于14◦时，升、阻力系数的计算值拟合得较好；但在攻角较大的情况下，翼型绕流出现了较大的流动分离，流动变得复杂.本工作旨在定性分析，为了节约计算代价而采用二维定常模拟，从而忽略了实际流动中应该有的三维效应，这是造成计算值与实验值之间存在误差的重要原因；另外，计算精度的不足和所选湍流模型的缺陷也会造成误差.

综上可知，本工作所采用的网格与计算程序是有效的，同时采用的模拟方案也是可靠的.

图2　不同攻角下，NACA0012翼型升、阻力系数计算值与实验值的对比Fig.2 Lift coefficients and drag coefficients under differents attack angles

3.2网格无关性验证

为了验证网格的无关性和计算方法的正确性，在来流风速为12 m/s、攻角为18◦的情况下，计算得到了不同网格数下NACA0012翼型的升、阻力系数和升阻比（见表1）.由表1可以看出，采用29 250网格和40 050网格得到的升、阻力系数和升阻比均较为接近.因此，可以认为数值模拟时采用29 250网格可以得到较为准确的计算结果.

3.3正交优化

微小平板的长度、初始放置角、离翼型前缘的距离和旋转角度是影响微小平板对翼型上流动分离抑制效果的主要因素.因此，需要对上述4个参数进行正交优化设计.微小平板的厚度取为0.004 c，其中c为翼型弦长.对以上4个设计参数采用L6×6（64）的正交表进行数值实验，即4个设计变量，每个设计变量取6个设计水平（等间距），经过36次数值实验，获得了不同设计参数条件下的翼型升阻比之和，计算结果如表2所示.

表1　翼型的升、阻力系数和升阻比Table 1 Lift-to-drag ratio of airfoil

从表2可以看出，若不考虑平板的长度和平板旋转角度，可以确定微小平板的最佳间距为0.014 c，最佳初始放置角为15◦.然后，在间距0.014 c和初始放置角15◦的情况下，以长度和旋转角度为影响因素，再各分3个水平，形成L3×3（32）的正交表，经过9次数值实验，获得了不同设计参数条件下的升组比之和，计算结果如表3所示.

表2　4个设计参数条件下的升阻比之和Table 2 Sums of lift-to-drag ratio under four design parameters

表3　2个设计参数条件下的升阻比之和Table 3 Sums of lift-to-drag ratio under two design parameters

从表3可以看出，随着平板长度和旋转角度的增加，翼形的升阻比仍在增加，但增加幅度不大.因为此时平板的长度已足够，旋转角度也较大，从实际应用的经济性和加工、安装的便捷性考虑，不应再增加平板的长度和旋转角度.因此，最终选定平板厚度0.004 c、间距0.014 c、初始放置角15◦、平板长度0.08 c和平板旋转角度60◦.根据上述选定的参数进行数值模拟，得出的翼型升阻比为27.47.因为该数值比优化组合中所有的组合都高，所以这一组参数可视为最佳设计参数.

3.4优化结果分析

本工作还对其他攻角下的流动控制进行了数值模拟，并得到了类似的结论，因此在此仅给出攻角为18◦时的情况.表4给出了微小平板设置前后NACA0012翼型在来流风速为12 m/s、攻角为18◦情况下的升、阻力系数.从表4可以明显看出，在翼形的前缘前设置微小平板后翼型的升力系数（Cl）与未设置微小平板时相比提高了近1倍，而阻力系数（Cd）降低了69%.因此，可以说，这种流动控制方法对抑制流动分离的效果是显著的.

表4　微小平板设置前后翼型升、阻力系数的对比Table 4 Comparison of lift and drag coefficients for airfoils with and without leading edge microplate

通过对翼形的流场结构进行分析，可以更直观地研究在翼形前缘前设置的小平板对翼型上流动分离的抑制效果.图3（a）是未设置平板时18◦攻角下翼形流场的流线.由图3（a）可以清晰地看到在翼型的后半段出现了大的分离泡，这种现象会导致升力系数的降低和阻力系数的升高.图3（b）是在同样的模拟环境下设置平板后翼形流场的流线.从图3（b）中可以明显看出分离泡尺寸大幅度地减小，且分离点推迟到了尾缘.图4为翼型前缘设置微小平板前后的涡量图.由图4可以看出，当攻角18◦时前缘未设置小平板的翼型上表面已出现较大的分离泡（见图4（a））；而设置小平板后，翼型吸力面上的流动分离得到了有效抑制（见图4（b））.因此，设置小平板可以达到在大攻角下推迟并缓解流动分离进而增升减阻的效果.

图3　18◦攻角下设置微小平板前后NACA0012流场的流线Fig.3 Flow streamlines under the attack angle of 18◦

图4　18◦攻角下设置微小平板前后翼形的涡量Fig.4 Flow vorticity for the airfoil with and without leading edge microplate under the attack angle of 18◦

4　结束语

本工作针对风力机常用翼型绕流场流动分离的特征，提出了一种在翼型前缘前设置微小平板来抑制翼型上流动分离的新方法，并采用课题组自主研发的计算软件UCFD对流动控制进行了数值模拟.

（1）研究结果表明，在翼型前缘前设置微小平板的方法，可以较好地推迟大攻角下的流动分离点和大幅度地减小分离泡的尺寸，从而达到增升减阻的效果.

（2）首先，通过对翼形的气动特性进行分析，确定了小平板的长度、初始放置角、离翼型前缘的距离和旋转角度是影响翼形上流动分离抑制效果的主要因素；然后，通过正交优化的方法获得了NACA0012翼型在来流风速为12 m/s、攻角为18◦情况下的最佳设计参数（距翼型前缘点0.014 c、小平板长度0.08 c、最佳初始安装角15◦和小平板旋转角度60◦）.研究结果表明，优化后的小平板对抑制翼型上的流动分离具有明显效果.

（3）在翼形前缘前设置微小的平板可以抑制大攻角下的流动分离，从而提高翼型的气动特性.因为该方法不需输入额外的控制能量，且操作简单有效，花费代价小，所以可广泛应用到工程实际中.

［1］赵万里，刘沛清，朱建勇，等.Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究［J］.电网与清洁能源，2011，27（9）：85-93.

［2］Lin J C.Review of research on low-profile vortex generators to control boundary layer separation［J］.Progress in Aerospace Science，2002，38：389-420.

［3］Bae J S，Kyong N H，Seigler T M，et al.Aeroelastic considerations on shape control of an adaptive wing［J］.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2005，16（11/12）：1051-1056.

［4］Murugan S，Flores E I S，Adhikari S，et al.Optimal design of variable fiber spacing composites for morphing aircraft skins［J］.Composite Structures，2012，94（5）：1626-1633.

［5］翁培奋，葛朓琳，丁珏.合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究［J］.上海大学学报：自然科学版，2009，15（6）：560-565.

［6］Huang D G，Wu G Q.Preliminary study on the aerodynamic characteristics of an adaptive reconfigurable airfoil［J］.Aerospace Science and Technology，2013，27（1）：44-48.

［7］陶洋，林俊，屠恒章，等.实体鼓包改进超临界翼型跨声速气动特性研究［J］.空气动力学学报，2007，25（1）：116-119.

［8］韩忠华，乔志德，宋文萍.零质量射流推迟翼型失速的数值模拟［J］.航空学报，2007，28（5）：1040-1046.

［9］黄典贵.一个通用统一的流体力学计算软件及其考核［J］.工程热物理学报，2012，33（10）：1699-1702.本文彩色版可登陆本刊网站查询：http：//www.journal.shu.edu.cn

Numerical study of flow separation control by setting small plate in front of leading edge of an airfoil

DONG Xiao-hua1，SUN Xiao-jing2
（1.Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics，Shanghai University，
Shanghai 200072，China；
2.School of Energy and Power Engineering，University of Shanghai for Science and Technology，Shanghai 200093，China）

A flow control method using a small plate in front of the leading edge of a NACA0012 airfoil to achieve good aerodynamic performance is proposed.Effectiveness of the proposed method is numerically studied by using a self-developed CFD program called UCFD.At a certain angle of attack，including of parameters including length，initial installation angle and installation position of the plate on the control of flow separation over the airfoil are investigated.The optimal length，initial installation angle and installation position of the small plate are obtained with an orthogonal optimization method that aims at maximizing the lift-to-drag ratio.Numerical results suggest that this passive flow control method can efficiently suppress flow separation.

numerical simulation；flow separation；flow control；aerodynamic characteristics

TK 89

A

1007-2861（2015）03-0364-06

10.3969/j.issn.1007-2861.2014.01.015

2013-12-23

国家自然科学基金资助项目（50836006，11202123）

孙晓晶（1976—），女，副教授，博士，研究方向为新能源中风能及潮流能的应用.E-mail：xjsun@shu.edu.cn