以NACA0018翼型為原始模型進行前緣結構設計,采用計算流體動力學（CFD）方法分析凹凸前緣結構參數對葉片繞流流動及氣動性能的影響。結果表明:在0°～10°攻角范圍內,凹凸前緣葉片氣動性能與原始葉片基本一致,但在15°～25°攻角范圍內,正弦波形凹凸前緣葉片升力系數最大提升20.2%;疊加波形凹凸前緣葉片在15°～25°攻角內,氣動性能均有不同程度的下降,波峰處推遲分離,而在波谷分離提前,在吸力面每個波谷順流方向葉片及展向形成反向渦對,相互卷吸并與主流摻混增加能量交換向尾緣處移動,改變了葉片原始流場反饋回路,阻礙了葉片展向渦及流向渦的發(fā)展。 

【文章來源】：熱能動力工程. 2019,34(04)北大核心CSCD

【文章頁數】：8 頁

【部分圖文】：

數值計算區(qū)域結構尺寸Fig．2Dimensionofnumericalcalculationregion

kg/m3;t—時間，s;xi、xj—x、y方向，j=1、2;G槇k—平均速度梯度湍動能;Gω—耗散率ω相關項;Γk、Γω—k、ω的擴散率;Yk、Yω—k、ω的湍流耗散項;Sk、Sω—源項;Dω—正交擴散項。1．3網格驗證選擇六面體結構化網格，拓撲結構采用結構如圖2所示，由A和B2個域組成，A域為葉片邊界層和尾流區(qū)域，B域外部勢流區(qū)域。圖2數值計算區(qū)域結構尺寸Fig．2Dimensionofnumericalcalculationregion圖3為A域內葉片表面網格及“O”型網格示意圖，經過Y+計算，近壁面第一層網格高度為0．01mm，滿足Y+≤1的要求，增長率為1．05。圖3凹凸前緣葉片網格Fig．3Gridsofthewavyleadingedgeairfoil為驗證仿真的準確性，建立與文獻［11］實驗模型一致的仿真模型進行網格驗證，選擇k－ωSST兩方程湍流模型進行網格驗證，葉片表面靜壓分布如圖4所示，從圖中可以看出，計算結果與實驗值吻合很好，靜壓分布大體一致，但在吸力面20%～30%內，仿真值高于實驗值，而在壓力面60%～100%內，仿真值低于實驗值，從表2中可以看出，隨著網格數量的增加分離點的位置先增大后減小并趨于穩(wěn)定，升阻比呈現(xiàn)一直增大逐漸趨于穩(wěn)定。故可以確定網格數量在500萬～700萬范圍內，可忽略網格數量對數值計算結果的影響。表2網格無關性參數比較Tab．2Parametercomparisonofmeshindependence網格數量/105分離點X/C升阻比最大Y+Ⅰ740．88610．63911．9Ⅱ1950．90713．7262．82Ⅲ3360．90713．9772．83Ⅳ4940．90314．6341．00Ⅴ7010．914．5811．001

熱能動力工程2019年型計算仿真值與實驗值在前緣處吻合較好，而且整體靜壓基本吻合，ＲNGk－ε和S－A湍流模型仿真值與實驗值在前緣處偏差較大，因此本文選擇SSTk－ω兩方程湍流模型作為定常計算模型，此湍流模型能較好地捕捉更多的流動分離現(xiàn)象，而對轉捩捕捉不夠精準，但可以用于模擬葉片繞流流動［12－13］。圖4不同網格數量葉片表面靜壓分布Fig．4Staticpressurecoefficientdistributionontheairfoilsurfacewithdifferentgrids圖5不同湍流模型葉片表面靜壓分布Fig．5Staticpressurecoefficientdistributionontheairfoilsurfacewithdifferentturbulencemodels2計算結果分析2．1凹凸前緣結構對葉片氣動性能的影響攻角在0°～25°范圍內，凹凸前緣葉片與原始葉片氣動性能對比如圖6所示。0°～10°攻角內，凹凸前緣葉片的升阻力系數與原始葉片(模型A)基本一致，而15°～25°攻角范圍內，升阻力系數存在明顯差異。大攻角下，葉片的升力系數均開始下降，阻力系數隨著攻角的增大而增大，升阻比先增大后減小。圖6不同凹凸前緣結構對葉片氣動性能的影響Fig．6Aerodynamicperformancewithdifferenttypesofbionicwavyleadingedgeairfoil凹凸前緣葉片與原始葉片相比，升阻比隨著h/C的增大而減小，而且在10°～15°攻角內，下降最為明顯，各凹凸前緣模型升阻比分別下降了8．25%、·031·

【參考文獻】：
期刊論文
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博士論文
[1]薄翼型葉片仿生流動控制降噪及其應用研究[D]. 王晶.吉林大學 2017



本文編號：3496861