翼型厚度对风力机翼型气动特性的影响

数值计算的条件为 :攻角 α = - 5°～15°R e = 3. 0 ×106 ,采用 k - w SST湍流模型对 S832 翼型 进行非定常数值模拟 ,得到了翼型升力系数 Cl 和 阻力系数 Cd 随攻角 α的变化曲线 ,并与 NREL 试
采用数值方法对两种不同厚度的 NREL 风力
机专用翼型 S827、S828 进行数值模拟研究 ,分析
从图 8中可看出 ,入流攻角 α在 - 5°～0°范 的升阻比 ,这是因为由于翼型厚度的增加 ,翼型前 围时 , S827 翼型的上下表面压力系数都较 S828 缘曲率较大 ,导致流管在前缘变细 ,翼型上表面流 低 ,由于 S827翼型吸力面压力很低 ,使得翼型上 线挤拢 ,流速加大 ,表面静压降低 ,由流体力学原 下面的压差较大 ,反而具有较高的升阻比 。当入 理可知 ,加速减压运动流体不容易分离 ,使得翼型 流攻角 α在 5°～10°范围时 , S827 翼型上下面的 表面边界层流体主要为附着流 ,流体流动效率较 压力系数高 ,压力面与吸力面压差较大 ,具有较高 高 ,从而产生较大的升阻比 。
从图中可看出 ,在 - 2°～10°攻角范围内 ,使 用 k - w SST湍流模型得到的二维翼型计算结果 与试验值吻合较好 ,说明该湍流模型可有效地用 于本文的数值模拟研究 。
3 计算结果及分析
图 1 S832翼型网格局部放大
从图中可看出 ,在翼型前缘和尾缘对网格进 行了局部加密 。第一层网格线距翼型表面最近距 离为弦长的 10 - 5倍 ,计算域的外边界离翼型表面 为 12倍弦长 ,这种网格划分保证了在近壁面处复 杂流动的计算精度 。
k - w SST湍流模型是 M eter F. R 在 W ilcox
提出的 k - w模型的基础上 ,结合 k - ε湍流模型
的优点发展起来的 ,它利用函数 F1 将 k - ε和 k
- w二方程模式结合起来 ,再利用混合函数 F2 改
进涡团粘性系数
μ t
在壁面逆压流动区域的结果
,
充分发挥了 k - ε模型处理自由流 , k - w 模型处
图 8 给出了通过数值模拟所获得的 S827、 S828两种翼型表面压力系数分布对比图 。
( a) α = - 5° ( b) α = 5° ( c)α = 15° 图 5 不同攻角下 S827流速分布
( a) α = - 5° ( b) α = 5° ( c)α = 15° 图 6 不同攻角 S828流速分布
Effects of Aerofo il Th ickness on A irfo il Aerodynam ic Character istics
L I Chang , L IANG W u2ke , J IN Xue2hong,WANG Xue2tao (Xi′an University of Technology , Xi′an 710048 , China)
34 FLU ID MACH INERY Vol138, No12, 2010
( a) α = - 5°( S827) ( b) α = 5°( S827) ( c)α = 15°( S828) 图 7 S827、S828部分攻角流线
本文 采 用 数 值 计 算 方 法 对 NREL 系 列 中 S832以及弯度相近 ,相对厚度不同的 S827、S828 三种翼型进行数值模拟 ,通过与 NREL 的试验结 果进行比较 ,验证所采用的数值方法的可行性 ,分
2 数值研究方法
2. 1 湍流模型 k - w SST两方程模型为 [ 3 ] :
3. 1 翼型厚度对翼型气动特性的影响 图 3为 S827、S828翼型在攻角 α = - 5°～15°
时的升力 、阻力系数数值计算结果的比较 ,图 4为
这两种翼型的升阻比随攻角变化的曲线 。由图 3
可知 ,随着入流攻角的增大 , S827、S828 翼型的
升 、阻力系数都逐渐增大 ,对同一攻角 , S827翼型 具有相对较大的升力系数 , 最大升力系数为 1. 308,出现在 15°攻角附近 ; S828 翼型最大升力系
- βρω2
+2(1 -
F1
)ρσω2
1 ω
5k 5xj
5ω 5xj
(3)
收稿日期 : 2009—09—07 修稿日期 : 2009—10—10
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式中 β、γ、σk 、σω ———模型参数 F1 、F2 ———混合函数
图 7是两种翼型在部分攻角下的流体运动轨 迹图 ,从图上可明显看出 ,在 5°攻角时 , S828翼型 流体流动未发生分离 ,而 S827翼型绕流已开始与 翼型吸力面分离 ,在 15°攻角时 , S827翼型吸力面 分离加大 ,形成明显的涡流 。 3. 3 翼型厚度对压力系数分布的影响
翼型上下表面的压力分布会影响翼型的升阻 比大小 ,翼型压力面压力越大 ,吸力面压力越小 , 翼型的升阻比越大 。
υ t
=
m
ax
(
a1 k
a1ω;ΩF2
)
;
a1
= 0.
31
(1)
Dρk Dt
=
5 5xj
[
(μ +σkμt )
5k 5xj
]
+τij
5ui 5xj
- β3 ρωk
(τij = - ρu——′—i u—′j ) ( 2)
Dρω Dt
=
5 5xj
[
(μ
+σωμt
)
5ω 5xj
]
+
υγτij t
5ui 5xj
数较升力系数增加的程度要大 ,同时 ,随着翼型厚
度的增加 ,翼型最佳升阻比减小 ,但最佳升阻比对
2010年第 38卷第 2期 流 体 机 械
33
应的攻角范围较宽 ,利于提高工作效率 。
图 3 S827、S828 升力 、阻力系数随攻角的变化 图 4 S827、S828 升阻比随攻角的变化
3. 2 翼型厚度对流态分布的影响 图 5、6 分别为 S827、S828 翼型在 - 5°、0°、
5°、15°攻角下的速度分布 ,由图可知 S827翼型出 流动分离现象较早 , 在 5°附近出现流动分离现 象 , S828翼型在 8°附近出现流动分离现象 。通过 对比图 5、6可看出 ,随着翼型厚度的增加 ,翼型分 离点前移速度较慢 ,涡分布范围较小 ;厚度相对较 小的翼型分离点前移速度较快 ,涡的分布范围较 大 ,使得阻力系数增大较快 ,这一点可从图 3得到 解释 。此外随着翼型厚度的增大 ,翼型上表面速 度加大致使摩擦阻力上升 ,翼型压差阻力增大 ,使 得翼型的最大升阻比较小 。
数为 1. 21, 出现在 14°攻角附近 。由图 4 可知 ,
S827翼型最佳升阻比达到最大约为 41. 95,对应
的最佳攻角为 6°; S828翼型最大升阻比约为 44,
对应的最佳攻角为 7°。 S827翼型较 S828翼型有 较宽的大升阻比攻角范围 。
针对所计算的翼型 ,在小攻角下随着翼型厚
度的增加 ,翼型升 、阻力系数都显著增加 ,阻力系
理壁面约束流动的特长 。
2. 2 数值方法
本文采用 Fluent前处 理软 件 Gambit2. 0 对
S832翼型进行几何建模 ,计算网格为 C型结构化
网格 ,网格数为 58600,其中翼型表面分布了 189
个节点 ,图 1是网格的局部放大 。
验数据 [ 6 ]进行比较 ,如图 2所示 。
图 2 S832 升力 、阻力系数随攻角的变化
厚度对翼型气动特性的影响 ,计算条件为 : R e = 3. 0 ×106 ,攻角 α = - 5°～15°,所选翼型参数如表
所示 1[ 7 ] 。
表 1 所选翼型的主要参数
翼型名称 采用弦长 ( cm ) 相对弯度 ( % ) 相对厚度 ( % )
S827
100
2. 2
Байду номын сангаас21
S828
100
2. 3
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Abstract: Based on the k2w SST turbulence model , two airfoils of different thickness are simulated at R e = 3 ×106 , the aerody2 nam ic characteristics of airfoil w ith different thicknesses at the attack angle of - 5°～15°are investigated. The unsteady numerical results show that : the effect of the different aerofoil thickness is obvious to the aerodynam ic performance , at a small angle of at2 tack range , the greater thickness leads to the large lift2drag ratio , at large angle of attack , larger thickness can imp rove the lift2 drag ratio, broaden the scope of the angle of attack of the high lift2drag ratio , effectively imp rove the flow separation characteris2 tics. Key words: k2w SST turbulence model; aerofoil thickness; aerodynam ic performance; separated flow