2018, Vol. 36
2. 中铁电气工业有限公司, 河北 保定 071003
2. Baoding Railway Transformer CO. LTD of Electrification Bureau Group of China Railway, Baoding 071003, China
低雷诺数的翼型涉及到无人机、风力机、飞行器等领域，对翼型空气动力性能影响较大的流动分离、湍流再附现象近年来也引起较多学者的研究[1-4]，并针对这些现象提出了一些有效的控制手段。龚志斌[5]和Al-Garni[6]等分别通过数值模拟和实验方法研究了前缘旋转圆柱对翼型气动特性的影响。李仁年[7]采用数值模拟的方法分析了表面凸台对翼型升、阻力系数以及边界层分离的影响。薛大文[8]、石清[9]和郝礼书[10]等研究了涡流发生器对翼型边界层分离机翼型失速的控制作用。李玉杰[11]和王林[12]等分别采用实验和数值模拟方法研究了合成双射流激励对翼型表面流动特性的影响。
针对脊状结构在翼型表面的流动控制研究，Lee & Jang[13]和Chamorro, et al[14]借助风洞实验系统，对翼型表面覆盖脊状薄膜的减阻特性进行了研究，在一定气流迎角和流速下，均得到了6%左右的减阻效果，并从翼型尾迹涡变化角度对减阻机理进行了解释。王松岭等[15]将脊状结构沟槽横向布置于G4-73离心风机翼型叶片，对其减阻特性进行数值模拟研究，通过对翼型表面的压力分布、湍流强度、湍动能等流动参数的综合分析，最大得到了9.65%的减阻效果。涡量相对集中的有限区域形成了旋涡，旋涡的产生、发展、演化过程以及与外部流场和物体之间的相互作用直接影响着物体的受力状态。在后期研究过程中笔者等[16-17]着重从法向涡量的分布、涡的相互干扰以及壁面剪切应力的角度对脊状结构机理进行了分析，并将脊状结构减阻的研究成果应用于三维的离心风机单流道模型，结果表明：合理的脊状结构布置能够有效减少风机流动损失，提高风机运行的经济性。
综上可以发现，在诸多的翼型流动控制研究中，鲜有关于脊状表面对翼型边界层分离特性影响进行深入探讨研究的。结合自身研究基础，本文采用大涡模拟，研究了在迎角为6°，基于弦长雷诺数为1.6×105条件下，脊状结构对翼型边界层分离特性以及尾迹速度的影响。
1 计算模型和数值计算方法 1.1 几何模型和网格划分脊状结构的布置改变了翼型近壁表面的流场特性，因此尝试依据翼型表面压力的分布特点，如图 1，在基于弦长Re=1.6×105，迎角为6°的条件下，分别将脊状结构布置在翼型上表面的顺压梯度区和逆压梯度区内。
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图 1 翼型表面压力云图 Figure 1 Contours of pressure |
翼型的弦长为c=100 mm，定义Q-riblet模型中脊状结构布置在0.05c~0.1c之间，即顺压梯度区内；H-riblet模型中脊状结构布置在0.45c~0.5c之间，即逆压梯度区内；两模型中脊状结构除布置位置不同外，其他参数均完全相同，即顶角为120°的脊状结构，s=0.2mm。以翼型前缘点作为坐标原点建立远场, 远场边界距离翼型15c的距离，在离散域内生成“C”型网格, 两种脊状结构模型网格均为186万。流场入口边界条件设定为速度入口，翼型展向侧面设置为周期性边界条件，翼型表面设置为无滑移边界条件，在脊状结构段网格为结构化四边形网格，并且对底部进行加密，保证翼型表面法向第一层网格y+＜1，脊状结构表面网格划分如图 2。
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图 2 脊状结构表面网格划分 Figure 2 Grid on riblet |
为了验证数值计算结果的准确性，对NACA0018翼型在迎角6°、基于弦长的Re=1.6×105条件下，翼型表面压力系数数值计算结果与实验值进行对比，实验值数据见参考文献[18]，如图 3所示。由图可知，本文所采用的数值计算方法具有较高的精度，所得数据与实验值吻合很好。
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图 3 NACA0018翼型表面压力系数验证 Figure 3 Pressure coefficient of numerical result and its comparison |
图 4为α=6°、Re=1.6×105、光滑翼型上表面沿流向(x方向)、不同截面(x/c)处的边界层时均速度分布。由图可知，光滑表面的翼型在x/c=0.1的位置处没有出现边界层分离，这是因为在该区域处于顺压梯度区，由于顺压差和层外势流的加速，主流区域的流体不断注入新的能量，补充层内流动的能量耗散，沿着流动方向流体速度增大。而在x/c=0.2的位置处开始出现边界层的分离，并且延伸到x/c=0.8的位置，此过程中分离区域的厚度先逐渐增大然后逐渐变小。这是因为逆压梯度的作用以及层外势流的减弱使得近壁区流体的动能越来越小，在粘性阻滞和逆压梯度的共同作用下，流体质点出现滞止甚至回流，发生边界层的分离。随着x/c的增大，边界层分离导致的回流速度逐渐减弱，到x/c=0.9以后的位置，由于逆压梯度的减弱以及尾迹涡结构的干扰，边界层又重新开始发展。
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图 4 光滑翼型边界层速度分布 Figure 4 Boundary layer velocity distribution of smooth airfoil |
图 5为迎角为6°、不同来流速度下，Q-riblet脊状结构翼型与光滑表面翼型在沿流向(x方向)不同截面(x/c)处的边界层时均速度分布曲线。由图中24 m/s时的数据可知，对于前段脊状结构布置的翼型在x/c=0.2处就已经发生了边界层的分离现象，但是分离区较薄，分离现象并不是很明显。显然，脊状结构导致流体在顺压梯度区域的扰动，并由于脊状结构内部旋涡结构的存在，边界层内流体经过脊状结构段时和外部势流之间的速度梯度减小，粘性阻力明显减小，与光滑表面相比相同位置处速度会较大。由图 5c可以看出，在24 m/s时，虽然在x/c=0.4处两种模型均出现了边界层的分离，但可以看出前段脊状结构翼型的回流速度大于光滑表面翼型的回流速度，前段脊状结构翼型模型边界层分离的区域更薄。而从图 5(d)、图 5(e)、图 5(f)可以看出，前段布置脊状结构的翼型在x/c=0.5、0.6、0.7位置处均没有发生边界层的分离。也就是说，前段布置脊状结构的翼型虽然使得边界层分离点提前，但是明显减小了边界层分离区域的影响范围，控制了旋涡的脱落，可以有效地提高翼型的气动性能。
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图 5 前段脊状结构翼型与光滑翼型表面速度对比 Figure 5 Velocity distribution of Q-riblet model and smooth airfoil model |
由12 m/s的数据可知，此时的前段布置脊状结构的控制作用仅是将边界层分离点由x/c=0.5提前到x/c=0.2，分离区域的厚度和影响范围都未发生较大变化。这是由于12 m/s时，光滑表面翼型的分离区域在翼型后段，而此时将脊状结构布置在翼型前段会影响稳定流体的正常流动，使流体产生过早的扰动而产生边界层分离，这样不仅不能抑制原有的边界层分离现象，反而有可能会增加额外的能量耗散。所以，脊状结构在翼型表面的控制效果与翼型所处的工况具有较大的关系，这之间的规律还有待于进一步研究。
图 6为迎角为6°、不同来流速度下，H-riblet脊状结构翼型与光滑表面翼型在沿流向(x方向)不同截面(x/c)处的边界层时均速度分布曲线。由图可知，来流速度为24 m/s时，后段布置脊状结构翼型在x/c=0.3处发生了边界层分离，分离点位置相比光滑翼型略有推后，与光滑表面翼型相比回流速度变大，分离的区域变薄。在x/c=0. 4处边界层的分离现象依然存在，但回流强度和回流区厚度相比于光滑表面已明显减弱。对于后段布置脊状结构的翼型，脊状结构是布置在x/c=0.45~0.5段之间的，通过对图 6(b)、图 6(c)的分析可知，脊状结构布置在翼型后段同样会对翼型前段的边界层速度分布有一定影响。由图 6(d)、图 6(e)、图 6(f)可以看出，后段布置脊状结构翼型在后段没有发生边界层分离，保持了翼型很好的流动特性。相比之下，12 m/s时后段布置的脊状结构控制效果更为明显，整个翼型表面均为发生较为明显的边界层分离，相比在翼型后段出现较大分离区域的光滑表面模型，其控制效果非常显著。
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图 6 后段脊状结构翼型与光滑翼型表面速度对比 Figure 6 Velocity distribution of H-riblet model and smooth airfoil model |
综合分析Q-riblet和H-riblet两种布置脊状结构翼型对边界层分离的控制特性，结果表明，两种脊状结构均可以一定程度上控制边界层的分离，缩小边界层分离区域的范围，但脊状结构的控制相关受限于翼型所处的工况及对应的分离点位置。在本文所研究工况中，H-riblet模型中脊状结构布置在光滑表面模型中所对应的边界层分离区域，其控制效果是推迟了边界层分离点的同时提前结束了边界层的分离区域，使分离区域明显减小，且分离涡强度减弱，减小了能量耗散，控制效果明显。
2.3 脊状结构对尾迹速度分布的影响图 7是迎角为6°、不同来流速度下，前段脊状结构翼型、后段脊状结构翼型以及光滑翼型在不同位置处的尾迹速度分布对比。由图可知，在x/c=1.2的位置处存在较大的速度亏损，随着x/c的增大速度亏损逐渐减小，离翼型尾缘距离越远，速度亏损变化越小，其影响的法向宽度越大。比较Q-riblet翼型与光滑表面翼型相同位置处的尾迹速图度分布可知，速度的亏损值和亏损区域相比光滑翼型明显减小，这是因为前段脊状结构使得翼型边界层分离区明显提前，且面积有所减少，如图 5所示。在x/c大于0.5之后就已结束边界层的分离，且翼型后半段型线有利于流体的下压补充，这使得流体顺着壁面快速补充，不易产生再次分离，因而相比光滑翼型，速度亏损明显减少，且其影响范围也有所减弱。
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图 7 尾迹速度分布 Figure 7 Wake velocity distribution |
对于H-riblet翼型，由于其对边界层分离的抑制作用明显，几乎未产生明显发分离涡团，所以前文所述的流体下压补充的现象并不明显，因而流体经过脊状结构后，减少了能量损失，能够再持续稳定的运动到翼型尾部。但由于能量的耗散，在翼型尾部已出现明显流动振荡和分离的前兆，所以在尾迹处的流向速度出现了较大亏损，亏损大小与光滑翼型相当，但由于是分离前，其影响范围很小，分离涡团并未成形。
两个不同流速下的尾迹速度分布规律基本一致，但如前文所述，不同工况下的控制效果也有所差异。由以上分析可以推断，脊状结构在翼型表面的控制作用与翼型所处工况和边界层分离区域位置有很大关系，改善翼型气动性能，减少压差阻力，增大升阻比，需综合考虑多方面因素，其规律还有待于进一步研究。
2.4 涡量场等值面分析涡量是描述旋涡运动重要的物理量之一，定义为速度的旋度。大大小小的旋涡是由涡量源生成的，流体与固体壁面之间的剪切层就是旋涡产生的根源。图 8为24m/s和12m/s工况下不同模型的涡量云图。由图可知，H-riblet模型相比Q-riblet模型，对于边界层分离的控制作用较为明显，使得吸力面分离范围显著的减小，高涡量区域几乎锁定在紧贴壁面的区域，有效的控制了在翼型吸力面的湍流大涡，所展现的脊状结构作用规律与前文所述完全吻合。
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图 8 涡量云图 Figure 8 contours of vorticity |
脊状结构的布置有效的改善了翼型流场的稳定性，较好的控制了边界层分离的起始位置和分离的区域的大小。对于翼型而言我们还着重关注脊状结构的布置对翼型气动性能的影响。
图 9给出了迎角为6°、来流速度为24 m/s时，在数值计算趋于稳定后，在0.4~0.5 s时间段内各个模型升力系数和阻力系数的对比。该计算结果与文献[19]中的实验数据完全吻合，证明了数值计算的准确性。图 9(a)中CL表示翼型的升力系数，图 9(b)中CD表示翼型的阻力系数。由图可知，H-riblet翼型的升力系数相比光滑表面翼型有显著提升，同时阻力系数也有所减少，说明该脊状结构模型对翼型气动性能改善效果明显。Q-riblet翼型的升力系数和阻力系数相比光滑表面翼型则未有较大的变化。这也与前文关于两种脊状结构模型对翼型表面边界层分离特性的控制规律分析相一致。
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图 9 不同模型的升力系数和阻力系数 Figure 9 Time variation of lift and drag coefficients for model Smooth, Q-riblet and H-riblet |
1) 分别将脊状结构布置在翼型顺压梯度区和逆压梯度区，均可以有效地控制边界层的分离，缩小边界层分离区域的范围，减小尾迹速度损失。
2) 两种脊状结构翼型相比，H-riblet模型在推迟了边界层分离起始位置点的同时提前结束了边界层的分离，使流体在翼型表面并未产生较大的分离区域，相对控制效果更为明显。同时能够大幅提升翼型的升力系数，减少阻力系数，对翼型气动特性有明显改善。
3) 脊状结构在翼型表面的控制作用与翼型所处工况和边界层分离区域位置有很大关系，改善翼型气动性能，减少压差阻力，增大升阻比，需综合考虑多方面因素。
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