基于CFD的超临界翼型气动特性数值模拟

2018-11-23 07:32,,
节能技术 2018年5期
关键词:马赫数攻角激波

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(1.上海理工大学能源与动力工程学院,上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海 200093;2.中电投珠海横琴热电有限公司,广东 珠海 519031)

0 引言

近年来,在蒸汽轮机的末级与燃气轮机等动力装置中,跨音速叶型得到了广泛的应用,其具有改善叶轮机械内部气动特性的特点已经得到了普遍认可。超临界翼型是由美国国家航空航天局在1967年提出的,是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型,能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生,在航空航天领域得到广泛使用[1],并发展出了超临界翼型族[2]。对于超临界翼型在跨音速叶轮机械的应用,尚未有研究。因此,对超临界翼型的气动特性进行研究具有重要意义,可为超临界翼型在跨音速叶轮的应用提供理论依据。

在跨声速条件下,超临界翼型表面容易产生激波,有效地减少跨声速流动中的激波损失和随之产生的边界层分离损失,避免或推迟激波的产生,是叶型研究的主要内容。许新等[3]利用数值求解的N-S方程,讨论了雷诺数对超临界翼型激波位置和激波强度的影响规律,结果表明:随着雷诺数的增加,超临界翼型上表面激波位置后移,激波强度增强。陆超等[4]通过对翼型进行多种方案的改型,得出了最终优化改型方案,使改型后翼型升阻比和临界马赫数均有显著提高。唐晓雷等[5]通过对某高压涡轮进行气动优化设计,对跨音速气冷涡轮的效率进行了研究,得出其效率提高的主要原因是优化后导叶中激波损失、二次流损失的减小以及动静叶匹配的改善。L.Sciacovelli等[6]研究了稠密气体效应对跨音速ORC(Organic Rankine Cycle)透平的影响,认为在相同流体和压力比条件下,超临界入口的跨音速透平等熵效率更高。

本文采用数值模拟方法,研究了超临界翼型SC(2)-0712在不同攻角和马赫数条件下,翼型升力系数、阻力系数及升阻比的变化规律,总结了翼型攻角变化对翼型气动力特性的影响。通过对三种超临界翼型相同条件的数值模拟,研究了攻角变化对翼型激波位置和激波强度的影响。

1 数值研究方法

1.1 湍流模型

本文采用SSTk-ω湍流模型,其全称是剪切应力输送(shear-stress transport)k-ω模型,是一种得到广泛应用的两方程混合模型,它在近壁面区域采用Wilcox的k-ω模型,在边界层边缘和自由剪切层采用k-ε模型计算,其间通过一个混合函数来过渡,属于积分到壁面的不可压缩/可压缩湍流的两方程涡粘性模式[7]。

SSTk-ω湍流模型改进在于:(1)SSTk-ω模型和k-ω模型的变形增长与混合功能和双模型加在一起,混合功能是为近壁区域设计的,这个区域对标准的k-ω模型有效,还有自由表面对k-ω模型的变形有效;(2)SSTk-ω模型合并了来源于ω方程中的交叉扩散;(3)湍流粘度考虑到了湍流剪应力的传播;(4)模型常量不同。这些改变使得SSTk-ω模型比k-ω模型在广泛的流动领域中有更高的精度和可信度[8]。王科雷以RAE2822超临界翼型为研究对象,结合相关实验结果验证了该湍流模型的可靠性及准确性[9]。

1.2 网格划分

对数值模拟流场进行网格划分是数值模拟的基础,网格划分质量的好坏直接影响数值计算的结果。为了满足对计算区域几何形状的要求,计算中采用了翼型流场的C型结构化网格,并对翼型表面网格进行加密处理,无量纲翼型弦长取1,计算域的外边界各方向均取20倍翼型弦长。以翼型SC(2)-0712为例进行网格无关性验证,所得网格基本满足要求,网格数量为7万左右。计算区域网格示意图及翼面附近网格示意图分别如图1、图2所示,翼型表面网格高度不大于0.003 mm。

图1 计算区域网格示意图

图2 翼面附近网格示意图

1.3 边界条件

边界条件确定为:对于计算域外边界,用压力远场边界条件;翼型物面边界给定无滑移绝热条件。出口为压力出口边界条件,压力数值为大气压力。

2 数值计算及结果分析

2.1 气动力分析

本小节采用第1节建立的数值方法对超临界翼型SC(2)-0712不同马赫数的扰流特性进行模拟。选取马赫数分别为:0.75、0.78、0.82。图3、图4、图5分别为三种马赫数条件下升力系数(CL)、阻力系数(CD)及升阻比(K)曲线图。

图3 升力系数与攻角曲线关系图

图4 阻力系数与攻角曲线关系图

图5 升阻比与攻角曲线关系图

由图3、图4、图5分析可以得出,随着攻角的增大,三种马赫数下升阻曲线随攻角的变化趋势大致相同:升力系数在9°~12°达到峰值后开始减小,阻力系数在研究范围内不断增加;升阻比在小于6°时变化明显,随着攻角不断增大,趋于平坦。

由图3可知,当攻角小于3°时,马赫数越大,其对应的升力系数越小;当攻角为3°时,三种马赫数下对应的升力系数近似相同;随着攻角的继续增大,此时,马赫数越大,翼型升力系数也越大。分析图4可知,三种马赫数条件下,阻力系数均与攻角呈近似线性变化,即攻角越大,阻力系数也越大;而当攻角相同时,阻力系数随着马赫数的增大而增大,而斜率与升力系数相比,变化并不明显,可以得出结论:翼型在小攻角条件下,马赫数的变化对翼型阻力系数的影响不大。图5中,攻角小于9°时,马赫数越大,升阻比越小;当其增加至大于9°后,升阻比几乎相同。

2.2 激波特性分析

本小节对三种超临界翼型DFVLR-R4、SC(2)-0712、SC(2)-0712进行数值模拟,分析了激波位置和激波强度随攻角的变化规律。

本文采用的激波位置定义方法如图6所示。该方法中,将经过激波后的压强跃升直线与垂直前缘马赫数MaLN=1时压力系数直线交点的横坐标,定义为激波位置xCSH[10]。激波强度没有统一的定义,本文将翼型上表面经过激波后压力的跃升作为激波强度标准。图7、图8分别是三种翼型在不同攻角条件下的激波位置和激波强度曲线图。

图6 超临界翼型激波位置定义

图7 翼型激波位置曲线图

图8 翼型激波强度曲线图

图7给出了马赫数为0.75时,激波位置随攻角变化的计算结果。由图分析可知,三种翼型激波位置变化规律基本一致,激波位置随着攻角的增大不断前移。攻角达到15°时,激波接近前缘。图8为相同马赫数时翼型激波强度随攻角变化的计算结果。可以看出,激波强度随攻角增大呈上升趋势。翼型SC(2)-0712相对另外两种翼型,变化更为剧烈,翼型SC(2)-0714相对较为平缓。

3 结论

(1)通过对超临界翼型SC(2)-0712不同条件下的数值模拟,得出:翼型升力系数随着攻角的增大先上升后下降,峰值在9°~12°攻角范围;阻力系数随着攻角增大而增大;升阻比随着攻角增大而减小,并在6°攻角之后趋于平坦。

(2)通过对三种超临界翼型的数值模拟,得出:攻角的变化对激波位置和强度有显著影响,攻角越大,激波越靠近前缘,激波强度也越大。

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