為了分析不同襟翼結構和安裝位置對翼型附近流場的變化情況,以NACA0012翼型為研究對象,建立加裝不同襟翼翼型的二維計算模型,使用計算流體力學軟件Fluent求解定常、不可壓縮雷諾平均的N-S方程并且采用Spalart-Allmaras湍流模型計算翼型在0°到18°攻角α范圍下翼型升阻力系數(shù)、升阻比、表面壓力系數(shù)以及翼型附近的流場流線分布,分析翼型尾緣附近不同位置處添加不同襟翼結構時其流場流動特性。結果表明:對于添加襟翼后各翼型,由于襟翼的存在,整個翼型形狀發(fā)生改變,使翼型與襟翼連接處流場發(fā)生不同程度的突變,導致翼型尾緣附近的流場、壓力場以及上下表面壓力分布發(fā)生了顯著的變化,尾緣Gurney襟翼突變程度大,流體較易發(fā)生分離;尾緣三角襟翼有個傾斜過程,減緩了流體分離,從而延遲了分離流動的攻角。小攻角（0°⁴°）下尾緣三角襟翼的翼型有顯著的增生效果。 

【文章來源】：汽輪機技術. 2018,60(04)北大核心

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

翼型結構和局部結構參數(shù)翼型改進模型:

慕笠硨?度t均為0．6%c。圖1翼型結構和局部結構參數(shù)翼型改進模型:(1)尾緣襟翼翼型圖2(a)所示為兩種不同結構襟翼的尾緣襟翼翼型局部圖。(2)縮進式襟翼翼型本文選擇了縮進式襟翼作為研究對象，對不同結構和不同安裝位置襟翼的翼型進行數(shù)值模擬。圖2(b)所示為縮進式翼型局部圖。(3)不同襟翼結構組合翼型把兩種不同結構的襟翼組合安裝在翼型尾緣附近，分析其對翼型氣動特性和流場的影響，如圖2(c)所示。圖2翼型改進后模型局部圖1．2計算域劃分圖3(b)所示為翼型的網格分布。入口邊界與翼型前緣相距20c(c為翼型弦長)，出口邊界與翼型后緣相距30c，上下邊界相距翼型20c。整個流場計算域的網格數(shù)為76723，翼型附近的網格進行局部加密，整個計算域以及局部網格如圖3所示。圖3網格分布1．3控制方程及湍流模型本文所選用的風力機翼型繞流屬于低速流動問題，來流馬赫數(shù)為0．05，屬于不可壓流范疇，并且不考慮熱傳遞的影響，所以把流體看成是不可壓縮的牛頓型流體的湍流運動。故本文采用二維不可壓黏性Navier－Stocks控制方程進行穩(wěn)態(tài)流場計算。1．4邊界條件計算域所采用的邊界條件:設無窮遠處的來流風速作為進口的速度，風速為15m/s;計算域上、下、左邊界采用速度入口邊界條件;右邊界出口采用壓力出口邊界條件;翼型表面及襟翼采用無滑移壁面邊界條件。雷諾數(shù)Ｒe=1．027×106，計算收斂控制在流場內所有物理量的最大殘差降為10－6以下。2計算方法可靠性驗證為驗證所用算法的合理性和可靠性，對風力機NACA0012翼型在各攻角下的升阻力系數(shù)計算結果和試驗數(shù)據［10］

ocks控制方程進行穩(wěn)態(tài)流場計算。1．4邊界條件計算域所采用的邊界條件:設無窮遠處的來流風速作為進口的速度，風速為15m/s;計算域上、下、左邊界采用速度入口邊界條件;右邊界出口采用壓力出口邊界條件;翼型表面及襟翼采用無滑移壁面邊界條件。雷諾數(shù)Ｒe=1．027×106，計算收斂控制在流場內所有物理量的最大殘差降為10－6以下。2計算方法可靠性驗證為驗證所用算法的合理性和可靠性，對風力機NACA0012翼型在各攻角下的升阻力系數(shù)計算結果和試驗數(shù)據［10］進行對比。如圖4所示，計算結果與試驗數(shù)據基本吻合，升力系數(shù)的平均誤差在8．07%左右，阻力系數(shù)平均誤差在0．34%左右。由于本文研究重點是不同襟翼類型對風力機翼型氣動特性的影響，屬于比較性研究，故所采用的模型計算方法是可靠的。圖4升力阻力系數(shù)模型計算值與試驗值的比較3計算結果與分析3．1升阻力及升阻比分析大量文獻［11－13］已經證實，在翼型上加襟翼不僅能提高效率，而且可以延遲葉片流動分離。故在此不再驗證其可行性。圖5～圖7給出了不同襟翼結構以及不同安裝位置襟翼的翼型計算所對應的升力系數(shù)cl、阻力系數(shù)cd隨來流攻角α的變化曲線。其中，12°攻角前，縮進式2%三角翼型升力系數(shù)顯著大于其它翼型，其次是尾緣三角襟翼，B組合翼型最小，12°攻角后，由于襟翼的存在，其連接處流動較為復雜，不能簡單地確定模型升力系數(shù)相對大小關系;在較小攻角下各翼型阻力系數(shù)無明顯差異，較大攻角后各翼型有顯著差異，尾緣矩形翼型最大，B組合翼型最小。故單從升阻力系數(shù)分析難以判斷其襟翼結構及位置所產生的增升效果。圖5

【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3134712