论文部分内容阅读
作者简介： 周正（1989-），男（汉），硕士研究生，shlgzz@163.com
摘要：采用k-ω SST模型，利用CFD软件模拟了NREL S809翼型正弦振荡动态失速，并将结果和俄亥俄州立大学（OSU）风洞试验值对比，显示出较好的一致性，验证了所用方法的有效性.在此基础上对该翼型在雷诺数Re=1.0×106时以攻角变化率α·=34.54 （°）·s-1等速上仰动态失速过程进行了数值模拟，详细描述了等速上仰动态失速过程涡的发展以及翼型周围流场的分布.结果表明，动态失速现象是由前缘主涡和尾缘逆向涡交替作用引起；其气动特性曲线的分析结果表明，其失速前气动性能较静态时有较大提升.
关键词：
S809翼型； 等速上仰； 动态失速； 数值模拟
中图分类号： TK 83文献标志码： A
对于水平轴风力机，风剪切、垂直风、大气湍流、塔影效应以及偏航运行等因素使得风轮叶片的来流攻角快速变化，表现出与风洞实验中完全不同的气动特性，升力系数和俯仰力矩系数均出现明显差别[1].翼型作为风力机叶片的基本要素，显著影响后者气动性能.为充分利用充满能量的流动，非常有必要理解和计算各种条件下的动态失速过程[2].许多学者进行了相关研究[3-6].准确计算翼型在动态失速时的气动特性系数，对于提高风力机性能及确保风力机安全设计都具有十分重要的意义.为此，本文选用NREL S809翼型，对其进行等速上仰动态失速数值模拟.
1数值计算方法
1.1控制方程
1.2数值模拟方法
本文数值模拟计算域如图1所示，长度为弦长的34倍，宽度为弦长的28倍，充分考虑了尾迹效应的影响.在Gambit 2.2中对翼型计算域分块生成非结构网格，内部圆形旋转部分较密，外部静止部分相对较疏.图2为翼型边界层网格前缘部分视图，其周围共布置500个节点，边界层首层厚度设为0.000 1 m，增长因子为1.08，无量纲壁面高度y+值小于1，以捕捉边界层附近流动现象.
2计算结果及分析
2.1气动力系数曲线
2.2流场及动态失速涡分析
图6反映了等速上仰动态失速时不同攻角下翼型周围流线图和涡量图.攻角为6°和10.01°时，翼型周围为附着流动状态，升力系数随着攻角几乎线性增大.攻角增大到13.67°时，升力系数达到第一个峰值，翼型尾缘处开始产生逆向小涡.攻角继续增大到20.93°过程中，尾缘小涡的发展使得升力系数逐渐减小，并在20.93°处，前缘一次涡开始诱导出二次涡，此后直至21.83°，二次涡快速发展（如攻角21.43°所示），与一次涡合并成一主涡，同时尾缘逆向涡逐渐脱落，两者共同作用使得升力系数达到最大值.攻角仰至22.28°时，主涡逐渐远离翼型表面，流动发生大范围分离，并在尾缘处诱导出二次逆向小涡，翼型气动特性严重下降，阻力系数和力矩系数快速增长.攻角继续上仰到22.93°，前缘二次涡诱导的三次涡快速发展，尾缘逆向涡渐渐脱落，使升力系数增加.并在攻角仰至23.54°时，二次涡和三次涡合并成一充分发展的主涡，在尾缘处再次诱导出逆向小涡，升力系数又一次到达峰值.此后的上仰过程基本与上述过程一致，不同之处在于前缘未能诱导出三次涡.由此可知：等速上仰翼型动态失速现象为前缘主涡和尾缘逆向涡交替产生、发展、脱落的过程，其中伴随着气动特性系数的快速变化，主导着失速后翼型的气动性能.
3结论
（1） 采用k-ω SST模型计算所得结果与OSU风洞试验值吻合较好，验证其可有效模拟动态失速过程.
（2） 翼型等速上仰动态失速扩展了升力系数线性增长段，延迟了失速攻角，失速前气动性能较静态时有较大提升.
（3） 等速上仰动态失速为前缘主涡和尾缘逆向涡交替作用的过程，涡的发展密切影响气动特性曲线的变化.
参考文献：
[1]李春，叶舟，高伟，等.现代陆海风力机计算与仿真[M].上海：上海科学技术出版社，2012：179-290.
[2]LEISHMAN J G.Dynamic stall experiments on the NACA 23012 aerofoil[J].Experiments in Fluids，1990，9（1/2）：49-58.
[3]SHIH C，LOURENCO L M，VANDOMMELEN L，et al.Unsteady flow past an airfoil pitching at a constant rate[J].AIAA Journal，1992，30（5）：1153-1161.
[4]LEISHMAN J G，BEDDOES T S.A semiempirical model for dynamic stall [J].Journal of the American Helicopter Society，1989，34（3）：3-17.
[5]WERNERT P，GEISSLER W，RAFFEL M，et al.Experimental and numerical investigations of dynamic stall on a pitching airfoil[J].AIAA Journal，1996，34（5）：982-989.
[6]MULLENERS K，RAFFEL M.The onset of dynamic stall revisited[J].Experiments in Fluids，2012，52（3）：779-793.
[7]MENTER F R.Twoequation eddyviscosity turbulence models for engineering applications[J].AIAA Journal，1994，32（8）：1598-1605.
[8]RAMSAY R R，HOFFMAN M J，GREGOREK G M.Effects of grit roughness and pitch oscillations on the S809 airfoil[R].Golden：National Renewable Energy Laboratory，1999：1-165.
摘要：采用k-ω SST模型，利用CFD软件模拟了NREL S809翼型正弦振荡动态失速，并将结果和俄亥俄州立大学（OSU）风洞试验值对比，显示出较好的一致性，验证了所用方法的有效性.在此基础上对该翼型在雷诺数Re=1.0×106时以攻角变化率α·=34.54 （°）·s-1等速上仰动态失速过程进行了数值模拟，详细描述了等速上仰动态失速过程涡的发展以及翼型周围流场的分布.结果表明，动态失速现象是由前缘主涡和尾缘逆向涡交替作用引起；其气动特性曲线的分析结果表明，其失速前气动性能较静态时有较大提升.
关键词：
S809翼型； 等速上仰； 动态失速； 数值模拟
中图分类号： TK 83文献标志码： A
对于水平轴风力机，风剪切、垂直风、大气湍流、塔影效应以及偏航运行等因素使得风轮叶片的来流攻角快速变化，表现出与风洞实验中完全不同的气动特性，升力系数和俯仰力矩系数均出现明显差别[1].翼型作为风力机叶片的基本要素，显著影响后者气动性能.为充分利用充满能量的流动，非常有必要理解和计算各种条件下的动态失速过程[2].许多学者进行了相关研究[3-6].准确计算翼型在动态失速时的气动特性系数，对于提高风力机性能及确保风力机安全设计都具有十分重要的意义.为此，本文选用NREL S809翼型，对其进行等速上仰动态失速数值模拟.
1数值计算方法
1.1控制方程
1.2数值模拟方法
本文数值模拟计算域如图1所示，长度为弦长的34倍，宽度为弦长的28倍，充分考虑了尾迹效应的影响.在Gambit 2.2中对翼型计算域分块生成非结构网格，内部圆形旋转部分较密，外部静止部分相对较疏.图2为翼型边界层网格前缘部分视图，其周围共布置500个节点，边界层首层厚度设为0.000 1 m，增长因子为1.08，无量纲壁面高度y+值小于1，以捕捉边界层附近流动现象.
2计算结果及分析
2.1气动力系数曲线
2.2流场及动态失速涡分析
图6反映了等速上仰动态失速时不同攻角下翼型周围流线图和涡量图.攻角为6°和10.01°时，翼型周围为附着流动状态，升力系数随着攻角几乎线性增大.攻角增大到13.67°时，升力系数达到第一个峰值，翼型尾缘处开始产生逆向小涡.攻角继续增大到20.93°过程中，尾缘小涡的发展使得升力系数逐渐减小，并在20.93°处，前缘一次涡开始诱导出二次涡，此后直至21.83°，二次涡快速发展（如攻角21.43°所示），与一次涡合并成一主涡，同时尾缘逆向涡逐渐脱落，两者共同作用使得升力系数达到最大值.攻角仰至22.28°时，主涡逐渐远离翼型表面，流动发生大范围分离，并在尾缘处诱导出二次逆向小涡，翼型气动特性严重下降，阻力系数和力矩系数快速增长.攻角继续上仰到22.93°，前缘二次涡诱导的三次涡快速发展，尾缘逆向涡渐渐脱落，使升力系数增加.并在攻角仰至23.54°时，二次涡和三次涡合并成一充分发展的主涡，在尾缘处再次诱导出逆向小涡，升力系数又一次到达峰值.此后的上仰过程基本与上述过程一致，不同之处在于前缘未能诱导出三次涡.由此可知：等速上仰翼型动态失速现象为前缘主涡和尾缘逆向涡交替产生、发展、脱落的过程，其中伴随着气动特性系数的快速变化，主导着失速后翼型的气动性能.
3结论
（1） 采用k-ω SST模型计算所得结果与OSU风洞试验值吻合较好，验证其可有效模拟动态失速过程.
（2） 翼型等速上仰动态失速扩展了升力系数线性增长段，延迟了失速攻角，失速前气动性能较静态时有较大提升.
（3） 等速上仰动态失速为前缘主涡和尾缘逆向涡交替作用的过程，涡的发展密切影响气动特性曲线的变化.
参考文献：
[1]李春，叶舟，高伟，等.现代陆海风力机计算与仿真[M].上海：上海科学技术出版社，2012：179-290.
[2]LEISHMAN J G.Dynamic stall experiments on the NACA 23012 aerofoil[J].Experiments in Fluids，1990，9（1/2）：49-58.
[3]SHIH C，LOURENCO L M，VANDOMMELEN L，et al.Unsteady flow past an airfoil pitching at a constant rate[J].AIAA Journal，1992，30（5）：1153-1161.
[4]LEISHMAN J G，BEDDOES T S.A semiempirical model for dynamic stall [J].Journal of the American Helicopter Society，1989，34（3）：3-17.
[5]WERNERT P，GEISSLER W，RAFFEL M，et al.Experimental and numerical investigations of dynamic stall on a pitching airfoil[J].AIAA Journal，1996，34（5）：982-989.
[6]MULLENERS K，RAFFEL M.The onset of dynamic stall revisited[J].Experiments in Fluids，2012，52（3）：779-793.
[7]MENTER F R.Twoequation eddyviscosity turbulence models for engineering applications[J].AIAA Journal，1994，32（8）：1598-1605.
[8]RAMSAY R R，HOFFMAN M J，GREGOREK G M.Effects of grit roughness and pitch oscillations on the S809 airfoil[R].Golden：National Renewable Energy Laboratory，1999：1-165.