气动性能（通用10篇）
气动性能 篇1
风能由于其相对较低的成本和较小的环境影响,已经成为一种最有前途的可再生能源,风力机作为利用风能最重要的系统之一。典型风力机性能受周围环境条件的影响严重,干旱地区携沙风、粉尘积聚,湿润地区昆虫残骸聚集在风机叶片表面都会引起风机性能损失。Corten and Veldkamp[1]报告指出,加利福尼亚地区的风场由于昆虫等污染物在风机叶片前缘积聚造成风场近25%的功率损失,也有报告指出因为灰尘积累、增加叶片表面粗糙度造成多达50%的性能损失[2]。此外,空气湿气凝结、降雨和叶片结冰等导致叶片几何形状改变的气象现象,会增加叶片负载,直接影响风机的气动性能。
海上风电场处于更加严酷的自然环境之中,强烈的日光照射、高浓度的盐雾环境、高湿度、水分侵蚀等因素都会造成叶片表面严重破坏。此外,湿空气中水分是形成冰晶的重要机理之一[3,4,5,6],直接导致机翼等部位的结冰问题。因此,随着能源需求急剧增加以及风力机持续装机增长、特别是海上风电的大力发展,研究湿度对风力机安全及气动性能的影响有着极其重要的意义。
研究高湿度条件下的风力机特性,与研究雨水条件下的飞行器有相似之处。降雨对飞机性能影响的研究,重点集中于机翼表面的水流特性[7,8,9,10]及其对机翼气动性能的影响机理[11,12,13,14]、降雨条件下机翼的气动损失[15,16,17,18,19]等。机翼表面部分雨滴因高速碰撞会溅射出大量的小液滴,这些小液滴与翼面边界层气流之间存在相互作用,造成气动性能损失[11,12];部分雨滴聚集在翼型表面形成了稀薄的水膜层;受后续雨滴的撞击和气流的摩擦作用,其表面会有大量的凹坑和波纹出现。无论是凹坑,还是波纹,都严重改变了机翼表面的光洁度,影响压力梯度和边界层特性,造成气动性能损失[13,14]。
风力机湿空气研究较降雨要复杂,主要是由于湿空气的复杂物理属性,随温度、压力、速度变化明显。叶片或翼型表面湿空气形态,与湿度、温度、速度、几何形状、表面属性等有关。此外由于风力机叶片旋转,湿空气流动更加复杂。
根据湿空气的物理属性,假设湿空气中水蒸气以小液滴的形式存在,流动介质为空气和小液滴的混合物质,采用欧拉模型计算空气中水滴在翼型表面的分布情况及翼型的气动性能。通过计算各种条件下翼型表面液滴收集/冲击特性,获得液滴的收集效率,有助于风力机叶片的防冰、除冰;同时了解液滴/颗粒在不同条件下碰撞、冲击叶片表面的位置,乃至颗粒磨损叶片的速率,有助于叶片厂商或风电场有针对性的防护叶片。
1 理论模型
采用欧拉壁面膜模型,实体表面膜不需划分网格,以表面虚拟膜代替,不影响核心流动动量场,多数情况下,表面薄膜的分离、脱落、蒸发不影响核心流动场的流动。通常情况下,模拟此种类型薄膜占用极大计算资源,尤其在多相工况下精确计算相间通量,需要极细的网格模拟水膜。欧拉壁面膜模型可以预测收集效率、耦合离散相模型,满足模拟收集壁面颗粒形成水膜过程的需求。通过欧拉壁面膜模型求解3D翼型,假设膜一直平行于表面流动,则表面垂直方向速度分量为零。本文将水分考虑为小液滴,液滴在表面汇集成水膜,因此,本次计算不考虑相变[20]。
液滴撞击固体表面大部分形成薄液膜,撞击表面时可能发生集中情况,形成近似球形的液滴,部分液滴反弹离开表面且速度发生改变,此外能量中等且较大的液滴,撞击表面汇入液膜,改变液膜的流动、形状分布。液膜的厚度与表面曲率半径相比要小的多,所以默认液膜的运动方向平行于表面。
1.1 质量守恒方程
1.2 膜动量守恒方程
式中,ρl液体密度,h为膜高度,%s为表面梯度算子,Vl为平均膜速度,ms为每单位壁面积质量源。
1.3 膜能量守恒方程
式(3)中,Ts为界面温度;Tf为膜平均温度;Tw为壁面温度。假设膜的温度变化为线性分段变化,下半部分从壁面温度到膜平均温度Tf,上半部分由平均温度Tf到界面温度Ts。为液相撞击壁面的源项,为蒸发或凝结质量流率,L为相变潜热。不同湿度不同温度空气含水量见表1。
当离散粒子或液滴撞击壁面,会被液膜吸收,吸收后,其质量和动量增加到质量方程和动量方程的源项中,质量源项和动量源项分别为颗粒或液滴撞击表面的质量·流率,Vp,Vl为颗粒和液膜的速度。质量源项,其中αd为第二相体积;ρd为第二相密度,Vdn为垂直于壁面的相速度,A为壁面表面积。动量源项,Vd为第二相速度向量。
收集系数定义为
式(4)中,为液滴撞击表面质量流率;LWC为含水量,kg/m3;V为第二相(液滴)远场流速。
2 计算方法
翼型几何选取NACA 63418翼型,由于欧拉壁面膜模型只能使用三维几何模型,计算翼型厚度选取1 m的标准翼型,弦长1 m。计算域及翼型周围网格分别如图1、图2所示。翼型前方选取20倍弦长,后方选取25倍弦长;网格节点数,翼型表面280个节点,远场方向为180个节点,尾缘到出口方向为150个节点,翼型厚度方向45个节点,网格总数约200万,翼型表面第一层网格高度为5&10-7m。入口为压力远场边界,出口为自由出流。计算将水分看作小液滴,因此求解气液两相流动,液滴直径选取16μm。模型选用K-omega SST模型。
3 结果与分析
3.1 升阻力系数
图3为2°和10°攻角下升力系数随湿度变化曲线,由图3可知,两种攻角翼型,温度和速度相同时,随湿度的增大,升力系数减小;相同湿度相同温度时,速度越高,升力系数越大;相同湿度相同速度工况下,温度越高,系数越小,两种攻角下升力随湿度增大都呈减小趋势。对比两种攻角升力系数,湿度相同,2°攻角下低温低速升力系数高于高温高速的升力系数,与10°攻角相反,可能攻角增大引起的,这还需要更多工况数据验证。
图4为两种攻角阻力系数变化图,可以看出,两种攻角阻力系数随湿度增大,趋势变化相同,阻力系数都增大,这与升力系数变化趋势相反。两种攻角翼型几何,相同湿度下,温度相同,速度越高,阻力系数越低,速度相同,温度越高阻力系数越高。因此,湿度对翼型升阻力系数有影响。
表2为两种攻角对应雷诺数下干空气的升阻力系数。与湿度条件下的升阻力系数对比可以看出,湿度条件下的升力系数低于对应干空气的升力系数,而阻力系数正好相反,湿空气下的翼型阻力系数大于干空气翼型的阻力系数。
3.2 压力
由图5表面压力系数曲线可以看出,2°攻角翼型,在30 m/s速度工况,湿度从50%到90%范围,303 K温度时表面压力系数变化跨度很小,313 K温度时表面压力系数变化范围较大;45 m/s风速时,除了低温低湿度(303 K,RH=50%)工况,其他工况表面压力系数变化很小,可能是由于翼型表面汇集水膜达到平衡。与2°攻角翼型相比,10°攻角翼型表面压力系数变化相似,30 m/s时,高温时湿度对表面压力系数的影响大于低温时湿度对表面压力系数的影响。45 m/s风速时,两种温度下,翼型表面压力系数的变化幅度都很小,但是计算工况范围内温度对压力系数的影响还是大于湿度对压力系数的影响。对比两种风速的两种翼型表面压力系数,30m/s风速时,2°和10°攻角翼型的表面压力系数大小相近,曲线形状相似,而45 m/s风速时,随着攻角的增大,压力系数变化明显。
3.3 速度
高湿度空气中的水滴在翼型表面汇集,形成水膜,影响边界层流动。如果翼型对表面粗糙度敏感,并且机翼受到诸如灰尘、雨滴中的微粒或者昆虫的污染,则失去良好的性能,而水膜的形成更容易使昆虫、盐雾等颗粒吸附在翼型、叶片表面。对于风力机而言,污染使性能随时间改变,海上风机或岸边风机,空气中湿度大,水滴颗粒或盐粒在叶片表面聚集,如果叶片翼型对粗糙度敏感,功率输出极大的受风向影响。
图6为10°攻角翼型不同湿度、风速下翼型上表面速度向量图,图中竖直线代表该处的位置线。从图中可以看出,湿度、风速影响边界层的分离。图6(a)为未开启膜收集模型时同一位置的速度向量图。对比发现,未开启膜收集模型时,相同风速相同温度下,湿度越大,分离点越靠后,说明湿度有延迟分离的效果,虽然效果不明显。相同温度相同湿度下,风速越大,分离越早发生;综合各种工况对比发现,水含量越多,对分离的影响越明显。
图6(b)、图7(a)、图7(b)分别是开启膜收集模型后不同位置及各种工况的近似分离点向量图。对比截面不同风速、温度、湿度下的速度向量,发现相同温度相同风速时,90%湿度较50%湿度提早发生分离,即湿度越大,分离位置越靠近前缘;相同温度相同湿度时,低风速发生分离的位置点靠近前缘点;相同风速相同湿度条件下,空气温度越高,越早发生分离。
对比图6(b)、图7(a)两图,发现不同工况分离规律不同。温度为30℃,30 m/s风速工况下,x=0.345 m位置处,90%相对湿度工况已发生分离,50%相对湿度刚开始分离;x=0.397 m位置处,两种湿度都已发生分离,90%湿度较50%湿度分离严重。45 m/s风速时,分离规律与30 m/s风速相反,x=0.345 m位置处,50%湿度和90%湿度都没有发生分离,x=0.397 m位置处,50%湿度时已经发生分离,而90%湿度接近发生分离。
温度为40℃,30 m/s风速工况下,x=0.345 m位置处,与30℃工况相似,90%相对湿度工况已发生分离,50%相对湿度刚开始分离;x=0.397 m位置处,同样与30℃工况相似,分离位置与速度向量大小接近;45 m/s风速时,x=0.345 m位置处,50%湿度和90%湿度都没有发生分离,x=0.397 m位置处,两种湿度都已发生分离,90%湿度较50%湿度分离严重。因此,通过对比分析发现,除了30℃,45m/s工况,湿度增大,延迟分离外,其余计算工况都是随着湿度增大,分离提前。图7(b)为各种工况下的近似分离点位置,通过比较分离点位置,湿度对流动分离的影响更加清晰可见。
3.4 体积分数
图8(a)、(b)为不同工况翼型表面水体积分数三维数据图,通过数据曲线,能够直观的了解表面液体水的分布及其数值。2°和10°攻角,正对流动方向前缘位置水体积分数最高,气流分流后水体积分数迅速降低为零,然后沿流动方向,水体积分数逐渐增大,直到尾缘。
3.5 膜厚度
图9为两种攻角翼型各工况的翼型表面膜厚度曲线。膜厚度影响表面边界层的流动。两种攻角的翼型膜厚度分布曲线相似,前缘点附近厚度最大,从前缘点开始,沿翼型表面流动方向厚度逐渐变薄。相同攻角翼型,对比不同湿度、风速工况曲线,发现一定温度一定风速条件下,随着湿度的增大,膜厚度增大;风速一定湿度一定,温度越高,膜厚度越大,且膜在较大范围内保持最大厚度,这主要是空气中含水量高造成的;10°攻角和2°攻角,45 m/s风速较30m/s风速工况,形成水膜的范围要大,主要原因是大风速时,空气与膜交界处的剪切力大,剪切力驱动水膜在翼型表面运动的距离大。
3.6 液滴收集系数
图10为两种攻角水滴在翼型表面撞击的收集系数。水滴收集率(也称水滴局部收集系数)定义为物面某局部区域实际所收集的水量与该区域可能收集的水量最大值之比,它表征了部件表面的水滴撞击范围以及撞击区域内水量的分布,是最重要的水滴撞击特性参数。由图可以看出,两种攻角翼型,前缘位置液滴收集系数最高,其次是尾缘。相同翼型相同速度下,50%湿度的收集系数高于90%湿度。液滴收集系数最高的前缘和尾缘是液滴或颗粒碰撞最频繁的区域,也是复杂环境下结冰或磨损最严重的区域,需要针对性的进行防护。
4 结论
采用欧拉壁面膜模型研究湿度条件下的翼型气动特性。湿空气中的小液滴会在翼型表面汇聚、脱落,影响翼型气动性能。
(1)湿度影响翼型的升力。2°攻角和10°攻角翼型,随湿度的增大,升力系数减小;相同湿度相同温度时,速度越高,升力系数越大;相同湿度相同速度工况下,温度越高,系数越小。
(2)两种攻角阻力系数随湿度增大。两种攻角翼型几何,相同湿度下,温度相同,速度越高,阻力系数越低,速度相同,温度越高阻力系数越高。
(3)湿度影响边界层流动分离,大部分工况随着湿度增大,流动分离提前。
(4)通过翼型表面水体积分数及形成的水膜分析,结合液滴在翼型表面的收集系数曲线发现,水滴主要在翼型前缘正对来流区域汇集,以及翼型尾缘会有少量积聚,因此,据此推断,在一定湿空气条件下,最容易昆虫或灰尘污染、寒冷天气下结冰的区域主要在前缘区,同时也是最容易磨损的区域,针对室外环境恶劣条件下的风力机运行叶片,翼型前缘及尾缘区是重点防护的区域。
摘要：为显示湿空气条件下的翼型特性及提供可选择的求解方法,采用计算流体力学方法研究湿空气条件下翼型周围流场及气动特性。将湿空气看作干空气和小液滴的混合气体,使用两相离散模型求解Re=2×106和Re=3×106下不可压缩空气流场翼型特性。对比了两种攻角下不同湿度空气和干空气的升阻力系数,结果显示湿空气对翼型气动性能有影响。湿空气升力系数较干空气要小,阻力系数较干空气大。升力系数随湿度增大减小,阻力系数随湿度增大而增大。通过流场及边界层流动分析发现,湿气促使流动提前分离。
关键词：翼型,海上风力机,湿空气,气动特性,欧拉模型
气动性能 篇2
翼型改型对超临界翼型气动性能影响的数值研究
为了深入研究改型对跨声速翼型气动性能的`影响,对NASA SC(2)-0614翼型进行多种方案的改型,包括前缘半径、厚度、弯度、翼型上表面形状等,并得出最终优化改型方案.数值模拟结果表明,改型后翼型设计状态下升阻比和临界马赫数均有显著提高.
作 者：陆超 徐志晖 张广 LU Chao XU Zhi-hui ZHANG Guang 作者单位：沈阳航空工业学院动力与能源工程学院,辽宁,沈阳,110136刊 名：沈阳航空工业学院学报英文刊名：JOURNAL OF SHENYANG INSTITUTE OF AERONAUTICAL ENGINEERING年，卷(期)：25(5)分类号：V211.41关键词：超临界翼型 临界马赫数 升阻比
气动性能 篇3
摘 要： 垂直轴风力机气动性能研究是风力机设计、实验的重要部分，对其运动状态下的流场进行分析是观测垂直轴风力机性能重要环节.基于NACA0012对称翼型，建立二维几何模型并进行模拟计算.采用k-ω SST湍流模型及滑移网格技术，通过CFD软件数值计算得到达里厄型直叶片垂直轴风力机运行时周边流场分布情况.通过比较不同方位角下流场涡量以及升、阻力系数得出：在方位角为105°附近时，翼型下表面产生流动分离，并导致失速；下风区翼型运行的流场由于受到上风区尾流的影响，翼型周围没有产生明显的流动分离.
关键词： 垂直轴风力机； 动态流场； 气动性能； 失速
中图分类号： TH 311 文献标志码： A
垂直轴风力机气动性能研究是风力机设计、实验的重要部分[1-2].直叶片垂直轴风力机是一种特殊的风力机[3]，在运行时有着复杂的气动特性.垂直轴风力机气动性能主要是研究其动态特性，在旋转过程中攻角不断变化[4-6]，叶片周围出现分离流场，以及由此引起叶片周围涡形成、脱落呈周期性变化.
文献[7]针对不同厚度NACA系列翼型垂直轴风力机性能进行分析，得出NACA0012系列翼型的风能利用系数最高.徐夏等[8]通过数值模拟法和流管模拟法分别计算并分析了垂直轴风力机风轮气动性能，两种方法的计算结果吻合较好，说明了两种方法计算的可靠性，但对垂直轴风力机的气动性能以及风轮周围流场未作详细的说明.文献[9]采用雷诺平均N-S方程和k-ω SST模型对垂直轴风力机风轮进行二维模拟，分析比较了三叶片和五叶片在不同风速下风轮周围压力的分布，但仅简单说明了流场压力分布，而没有详细分析.文献[10]比较得出滑移网格技术在模拟垂直轴风力机周围流场这种非定常流场尾流最小流速时优于多流管理论模型.李岩等[11]通过风洞试验和可视化实验研究，得出叶片间干涉影响了叶片周围的流场和压力，这种影响降低了风力机的气动力矩.
本文针对达里厄型直叶片垂直轴风力机，基于NACA0012对称翼型，建立风力机风轮二维几何模型，采用滑移网格技术，湍流模型选用二阶k-ω SST模型，利用CFD软件进行数值模拟，模拟达里厄型风力机在运行状况下的气动性能特点.
1 模型及计算过程
图1为NACA0012对称翼型在雷诺数Re=7×105、尖速比λ分别为1～7时攻角α随方位角ψ的变化关系.其中，攻角的定义式为
从图1中可看出，随着叶片尖速比增加，叶片攻角范围也更趋于平坦；尖速比为1时攻角变化范围为-90°～90°，而尖速比为7时攻角基本处于很小的变化范围内.从式（1）中可看出，这是由于当尖速比越大时，叶片所受相对来流风速中切向线速度所占比重上升导致的.
达里厄型垂直轴风力机叶片需两面受风，所以一般选择对称翼型，NACA对称翼型运行失速的攻角范围一般为12°～14°[4].从图1中可看出：当尖速比分别为1、2时，叶片绝大部分时间处于失速状态；当尖速比分别为3、4时，风力机运行攻角范围为-20°～20°，叶片绝大部分时间处于非失速状态；而当尖速比大于4时，虽然叶片绝大部分时间处于非失速状态，但对应攻角较小，升力及转矩较小.因此，本文选择风力机运行尖速比为4.
1.1 湍流模型
对垂直轴风力机的二维数值模拟采用k-ω SST湍流模型.该模型具有良好的稳定性和收敛性，是由原始的k-ω模型发展而来。该模型湍动能k和耗散率ω简化后的输运方程为
式中：ρ为空气密度；t为时间；ui为流体速度，i=1，2；xi、xj分别代表x、y方向，j=1，2； Gk～为平均速度梯度湍动能；Gω为耗散率ω相关项；Γk、Γω分别为k、ω的扩散率；Yk、Yω分别为k、ω的湍流耗散项；Sk、Sω均为源项；Dω为正交扩散项.
1.2 控制方程
对于特定垂直轴风力机，因旋转速度相对于风速较低，可视空气为不可压缩流体.风力机叶轮周围流动可由不可压缩N-S方程控制.
1.3 计算域及网格划分
达里厄型垂直轴风力机叶轮实际结构复杂，在运用CFD软件模拟时需对其结构进行简化.由于对流场进行瞬态模拟，故采用二维计算将比三维计算节省时间，且计算结果仍能反映风力机的气动规律[12].
CFD计算主要采用滑移网格技术描述旋转风轮.将计算域划分为3个域，简化后的垂直轴风力机二维几何模型如图2所示，图中：Z1、Z2、Z3分别为内流域、主体旋转流域和外流域，3个域之间的交界处设置交界面；R1为内部流场半径；R3为外部流场半径，R3=10R1；外部流场尾部尺寸ae、cd均为R1的20倍；R2为主体旋转流域的半径；ω0为转速；V∞为来流速度.计算域网格划分如图3所示，对翼型表面区域网格进行了局部加密，叶片壁面处y+为0.9～9.5，满足黏性流计算对壁面网格的要求.加密网格经网格无关性验证后得计算域的网格总数为53 214.
流体介质为空气，密度ρ=1.225 kg·m-3.入口边界设置为速度进口，给定来流速度V
SymboleB@ =10 m·s-1，计算雷诺数Re=6.85×105，马赫数Ma=0.03.整体上、下边界ae、cd以及前端abc设置为速度进口；后端边界egd设置为压力出口；叶片部分设置为无滑移壁面；af、cf为不动的虚拟壁面.
2 计算结果和分析
2.1 尾涡气动性能
垂直轴风力机在运行状态下其气动性能和静态情况下的气动性能明显不同.动态情况下翼型
周围绕流流场与相同工况下的静态绕流流场有着明显的差别，同时翼型升、阻力系数也有显著差别.
图4给出了风力机叶轮尾迹涡发展过程.从整个流场的涡量图能够清晰地观察到每个周期下涡发展、脱落及耗散的过程.从图中可看出，翼型在不同方位角下，由于翼型所处的流场不同，流场影响翼型附近涡的发展，导致翼型周围涡的发展不同.翼型运行至方位角为60°～120°时，翼型直接受来流风，翼型近壁面的涡流发展比较平缓；当翼型运行至方位角为180°时，开始进入受上风区（方位角为0°～180°）尾流影响区域.从图4中可看出，翼型的运动扰乱了前一翼型的尾迹涡，由于受上风区影响此时产生的尾迹涡的尺度逐渐演变.
为了深入探究风力机叶片周围流场分布，图5给出了不同方位角下翼型涡量流线图.从图中可看出：当翼型方位角为0°～60°时，翼型尾缘还没有出现流动分离，翼型尾缘涡量大，翼型周围流线沿着翼型发展，没有出现漩涡，流线发展较为平滑；当翼型运行至方位角为90°～120°时，翼型吸力面流线出现漩涡，翼型内侧出现流动分离，且吸
力面形成涡的尺度逐渐增大.对比此时的涡量图发现，翼型尾缘涡量较大.方位角大于150°后，翼型尾缘漩涡逐渐消失，翼型周围流场渐渐变得均匀.在下风区（方位角为180°～360°），翼型周围流场变化不是很剧烈，在翼型尾缘没有出现方位角为90°～120°时的大漩涡，只有在方位角为210°时尾缘出现小尺度涡，之后尾缘的小尺度涡一直维持至方位角为270°时消失.方位角大于300°后，翼型开始逐渐进入迎风区.从图5中可看出，流场中流线发展基本是沿着翼型周围发展.可见，由于上风区尾流的影响，导致下风区尾缘处的漩涡没有得到充分发展，没有出现和上风区一样的大尺度漩涡.由此可见，上风区运行的翼型产生的尾流抑制了下风区流场的发展.
2.2 动态升、阻力系数
动态情况下，翼型升、阻力显示出不同的特性.图6分别给出了翼型动态升、阻力系数Cl和Cd随方位角的变化关系.从图6（a）中可看出，方位角为0°～180°时升力系数为负，表示此时升力与正攻角方向相反，在方位角为105°时达到最小，结合图5可看出，在此方位角下，翼型周围流动发生分离，导致其升力下降.方位角为260°左右时升力系数达到最大，由图5可知，在此方位角附近，翼型周围也没有出现分离流动.从图6（b）可看出，动态阻力系数在方位角为105°左右时达到最大，升力系数也是在此方位角下达到最小，可见在方位角为105°左右时，翼型失速.
图7给出了垂直轴风力机的升阻比随方位角的变化关系.从图中可看出，方位角为30°～150°时升阻比最小.从图4中可看出，在此方位角时翼型发生流动分离，所以产生的升力较小，阻力较大.在方位角为270°～360°有较大升阻比，此时翼型处于上仰阶段，翼型周围流体基本不分离，提供了较大的升力.
3 结 论
通过对达里厄型直叶片垂直轴风力机风轮、翼型周围涡量以及翼型周围流线进行了分析比较，得出翼型在不同方位角下的气动性能是不同的.
（1） 翼型在不同方位角下，翼型周围流场不同，在上风区出现流动分离.由于受上风区尾迹涡的影响，下风区翼型的运动状态较为平稳，没有产生明显的流动分离.
（2） 在上风区翼型运动至方位角为90°～120°时，翼型尾缘区产生明显的漩涡，说明此时产生了流动分离，翼型失速.
（3） 流动分离导致导致升力系数下降，阻力系数上升，翼型失速.
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失速翼型气动性能及噪声特性计算 篇4
在翼型表面过渡流动模拟计算工作中,计算结果多数不理想。David Hartwanger等[4]使用X-Foil和ANSYS CFX 2D分析了NREL S809翼型,采用高级湍流过渡模型,总体结果较吻合,在最大升力和失速流动时结果失真。Vance Dippold[5]研究了不同的近壁面流动模型,发现二方程湍流模型在预测稳定流动时效果不错,当流动出现反向压力梯度时SST模型预测结果更准确。S. Sarada等[6]采用K-E模型对二维和三维NACA 64618翼型计算分析,发现失速条件下三维NACA翼型预测结果合理。
采用内外域相结合的网格划分方法,利用K-w SST模型和S-A湍流模型预测NACA0063翼型流动,特别是层流到湍流过渡状态,并与风洞实验数据比对,验证方法的可行性并预测失速特性。
1 数学模型
1. 1 流体计算模型
翼型流动模拟是求解质量守恒和动量守恒方程。有限体积方法将流动控制方程离散为代数方程求解。湍流流动模拟使用K-w SST模型和S-A模型预测边界层过渡。
控制方程
式( 1) 中u1,u2,u3流体速度,ρ为密度,p为压力,μ为黏性系数,τxx,τyy,τzz为法向应力。
剪切应力
1. 2 噪声计算模型
噪声计算采用FW-H[6]计算模型,控制方程为
式( 5) 中,ui为x方向流体速度分量,un为流体速度表面法向分量,vi为x方向面速度分量,vn为法向面速度分量,p为远场声压,a为远场声速,Tij、pij分别为希尔和压应力张量,H( f) 为亥维赛函数,δ( f) 为狄拉克δ函数。
2 网格生成及无关性检验
计算翼型攻角α = - 15° ~ 18° ,由于计算攻角范围较大,在计算不同攻角下的流动时常规的方法是改变来流方向设置,此方法只能在小攻角变化且远场边界足够大时可行。而针对单个计算攻角划分网格,工作量巨大且繁琐。为减小工作量,节省时间,网格划分采用script脚本语言批处理划分。计算求解同样采用批处理计算。
几何模型如图1所示。为便于计算,同时保证翼型表面流动重点区域网格一致,计算域分内部计算域和外部计算域,内部计算域为圆形,当攻角改变时,旋转内部计算域,内外域之间按交界面处理。内部计算域要足够大,减小网格变化对流动的影响,本例中取10倍弦长。由图3压力云图可以看出,交界面处内域和外域无压力波动,说明划分方法可行。
流体流过翼型表面,小攻角时,边界层的分离在后缘开始,随着攻角的增加,分离点前移,发生失速。如果边界层从翼型前缘开始,整个边界层分离几乎同时发生,湍流运动加剧。k-w SST模型和S-A模型对壁面边界层处的流动模拟需要高分辨率的网格。具体CFD计算中需要子边界层的Yplus小于5。求解计算需要检验网格的无关性,以减小由于网格因素对计算结果的影响。
攻角8度时实验升力系数Cl= 1. 282,表1可以看出,网格数在49 120时满足无关性要求。
3 边界条件
查阅文献,并结合本实例,经计算确定外流场边界为20倍弦长。入口速度为v = 44. 5 m/s,雷诺数3×106,常温下空气密度ρ = 1. 225 kg /m3,黏性系数μ = 1. 789 4×10-5kg / ms。网格采用全六面体结构化网格。
4 模拟结果分析
表2为两种湍流模型计算及实验的升力系数和阻力系数。通过比较不同攻角下升力系数和阻力系数,发现k-w模型预测结果与实验值相近,特别是在失速发生时。
图4、图5为升力系数和阻力系数随攻角的变化。可以看出,升力系数在攻角 - 12° ~ 18°范围内, k-w SST模型计算结果与实验值相吻合,特别是发生失速时,吻合度较高。而阻力系数较升力系数,模拟结果与实验值偏差较大。由图6升阻比随攻角变化曲线也可以看出,k-w SST模型计算结果较S-A模型相比,更接近实验值。
图7( a) 、( b) 为8°攻角时翼型的速度图和压力图。最大速度发生在前缘上表面,最大速度为69. 2 m / s,相对应的最大压力发生在前缘下表面,达到1 230. 7 Pa。
图7( c) 、( d) 为发生失速后,翼型表面的速度向量和压力轮廓图。可以看出,失速时翼型前缘最大速度达到100 m/s,在翼型尾缘形成漩涡。失速发生后,翼型前缘下表面最大压力扩散,范围增大。
图8为基于FW-H声学模型计算得到的翼型噪声功率图。由图可以看出,大攻角时噪声功率高,产生噪声的区域大。由图8( c) 、( d) 比较看出,大攻角时,产生噪声的源点更接近前缘点。图9为翼型表面噪声功率曲线图,由图中可以看出,大攻角时, 接近翼型前缘和尾缘的噪声功率高,相反,翼型中间表面噪声功率反而小。
5 结论
采用商用CFD软件模拟翼型NACA0063的不可压缩流动模拟,提出了内外域批处理划分网格计算的新方法。利用此方法,采用k-w SST模型和S-A模型,预测翼型表面的升力系数和阻力系数,并与风洞实验数据对比,发现k-w SST模型在预测流动升力和阻力系数,特别是层流到湍流的过渡区,更接近实际值。
参考文献
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气动性能 篇5
考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究
采用三维Euler方程为控制方程,耦合静气动弹性平衡方程,进行机翼静气动弹性数值模拟;在机翼静气动弹性分析的基础上,结合Takanashi余量修正方法对三维大展弦比机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形.以某型支线飞机的大展弦比机翼为算例,进行了静气动弹性数值模拟和机翼型架外形设计研究,设计结果表明发展的.机翼静气动弹性数值模拟和型架外形设计方法是合理可行的.
作 者：程诗信 詹浩 朱军 CHENG Shi-xin ZHAN Hao ZHU Jun 作者单位：西北工业大学,翼型叶栅空气动力学国防科技重点研究室,陕西,西安,710072刊 名：航空计算技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE年，卷(期)：38(2)分类号：V211.41关键词：Euler方程 静气动弹性 反设计 型架外形
气动性能 篇6
WJ Zhu等[4]采用势流-边界层耦合方法对翼型进行了优化设计, 并获得了气动性能较好的翼型外形。
高伟等[5]采用势流-边界层耦合方法对不同厚度翼型边界层转捩进行了研究, 结果表明转捩位置对翼型升阻力系数有一定影响。
马林静等[6]采用S-A湍流模型及另外两种湍流模型对S809翼型气动性能进行了模拟, 并与实验值对比, 表明S-A模型整体计算精度相对较高, 收敛性最好。
刘磊等[7]采用几种湍流模型对某风力机进行了数值模拟, 结果显示全湍流模型SST k-w对截面压力以及转矩分布计算较为准确, 尤其是叶片表面开始出现分离的情况。
S覬rensen等[8]在SST k-w湍流模型中加入间歇因子-动量厚度雷诺数 (γ-Reθ) 转捩模型, 即T-SST湍流模型, 模拟结果比全湍流模型模拟结果更为准确。
对于风力机翼型, 不同的模拟方法得出的计算结果不同, 较少有文献对模拟方法进行较为综合的分析。且相关文献在对模拟方法分析与使用中, 也很少考虑网格结构、流动状态与湍流模型之间的相互关系与需求。
鉴于此, 本文以具有实验数据的S809翼型[9]为研究对象, 在充分考虑网格结构的基础上, 分析不同流速时各数值模拟方法对翼型计算结果的影响。主要涉及势流-边界层耦合方法和基于S-A湍流模型与T-SST模型的CFD方法。
1 数值模拟方法
1.1 势流-边界层方法
Prandtl于1904年提出边界层的概念, 并认为对于空气等黏度较小的流体, 当雷诺数Re较大时, 流体黏性的影响仅限于边界层中, 边界层之外的流体黏性可以不考虑[10]。风力机叶片流体Re多为5×105~3×106, 为大雷诺数流动, 已然可用此求解方法。Drela教授将势流方程与边界层方程耦合, 并运用en法来预测边界层转捩, 开发对翼型的快速数值分析软件Xfoil[11]。此方法一定程度上反映了流体流动的粘性效果, 且对流动的转捩有较好的预测。
1.2 CFD方法
Spalart-Allmaras (S-A) 模型为一方程模型, 能够较好预测具有逆压梯度的束缚流动, 对于翼型、墙壁等壁面流动可以得出较好的结果[12]。
在对壁面边界层的处理上, S-A模型将流动假设为全湍流流动, 忽略了流体在壁面由层流向湍流转捩。T-SST为全湍流模型SST k-w模型与间歇因子-动量厚度雷诺数 (γ-Reθ) 转捩模型耦合得到的四方程模型。
CFD计算模型采用结构化网格, 对于翼型表面节点的布置, 遵循能够较好体现翼型外形与捕捉流场细节的要求, 对曲率较大与流动复杂位置进行节点加密。
本文取第一层网格厚度为1×10-5m, 对应y+值小于1。翼型网格分布如图1所示。
计算域采用C型计算域, 计算域边界距翼型至少10倍翼型弦长, 尾流区域为25倍弦长。采用速度进口、压力出口边界条件, 叶片表面设置为无滑移固体壁面。其中进口速度对应雷诺数Re=2×106, 攻角 (AOA) 范围为-3°燮α燮18°。
2 结果与分析
由实验结果可以看出, 在攻角较小时, 翼型升力系数随攻角的增大线性增大, 并在攻角6°时出现增大减缓的现象, 进入非线性增大区, 此时翼型后缘已出现轻微分离。攻角10°时升力系数开始下降, 并且在攻角11°位置达到一个极小值点后继续增大, 在攻角15°左右达到升力的最大值。
从模拟值来看, 在攻角9°以前模拟值均与实验值较为接近, 此时流动基本为附着流状态或轻微分离状态。且Xfoil计算结果较好地体现了线性区域非线性区的位置。两种不同湍流模型的CFD方法尤其是S-A模型对于线性区范围预测较宽。
随着流动分离的进一步加深, 模拟值与实验值出现较大误差, 其中S-A湍流模型预测极大值点误差为17%, T-SST湍流模型预测极大值点误差为11%。
从整体升力系数随攻角的变化趋势来看, T-SST模型较好的预测出实验值中升力系数在11°位置下降后又上升的过程, 尽管S-A模型亦在15°时有一定的体现, 但并不明显。
Xfoil的计算结果在流动分离加深后, 其升力系数随攻角的增大而持续增大, 不仅未出现升力下降后上升的现象, 亦未出现流动大分离后的升力系数降低。
由图2可以看出, 在攻角较小时, 阻力系数实验值较小且几乎不变, 攻角6°后出现上升趋势, 并在攻角10°后出现急剧上升。Xfoil与T-SST模型由于加入了转捩预测方程, 能够预测边界层内层流向湍流转捩, 均较好的预测了附着流动与轻微分离时阻力系数的变化, 且在数值上比较吻合, 当阻力系数出现急剧上升时, 模拟值均未有较好的预测, 仅在趋势上有所体现。
S-A模型将流动假设为全湍流, 不能预测边界层内的层流现象, 在附着流区对阻力的预测偏大, 分离区与T-SST预测值较为吻合。
由以上分析可知, 在预测翼型宏观气动特性方面, 基于势流-边界层方程的方法在翼型附着流动与轻微分离流动时具有较好的表现, 且其计算快捷高效, 优于CFD方法。
CFD方法在附着流动时的表现稍逊于势流-边界层耦合方法, 但整体差别不大, 分离流动时对翼型气动特性预测优于势流-边界层耦合方法, 且高精度的湍流模型T-SST在细节捕捉上优于单方程S-A模型, 转捩方程的添加可较好地预测翼型附着流区的阻力。
3 结论
通过以上对数值模拟方法的分析比较, 可以看出, 不同模拟方法在对不同的流动状态有各自的优势。附着流状态时Xfoil由于计算快捷准确, 优势较大, 分离流状态时CFD方法表现较好, 且高精度T-SST模型表现最佳, 并能较好地捕捉流场细节变化。在模拟翼型气动特性时, 可考虑将势流-边界层耦合方法与高精度T-SST结合, 以气动参数趋势变化点作为转折点, 分别对翼型气动特性进行模拟, 获取较为准确的计算值。
摘要：采用三种数值模拟方法对风力机翼型气动性能进行模拟, 并与实验值进行对比, 验证了数值模拟方法的可靠性。结果表明, 不同模拟方法对于不同的流动状态有各自的优势, 在进行翼型气动模拟时需考虑数值模拟方法的选择。
关键词：气动性能,数值模拟方法,风力机翼型
参考文献
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气动性能 篇7
风力机是通过空气流过风轮叶片时产生气动升力转动，将风能转化为机械能，叶片外形对于风力机的性能至关重要，叶片的翼型直接影响叶片形状，因此叶片的翼型选择直接影响风能的利用效率。目前，受风轮起动、运行环境和气动特性等多重因素影响，限制了叶片最佳状态下运行。而变截面翼型不同截面处采用不同翼型，有不同的升阻比和攻角，各个截面选取对应最佳升阻比的攻角，使整个叶片按着最佳升阻比进行优化设计，保证风力机在额定工作状态下，风能利用效率较高，且其阻力比较小。
本文以叶素-动量理论为基础，以风力机的单位输出功率为优化目标，对变截面翼型叶片的形状参数进行优化设计，采用Wilson设计方法[1]和Matlab工具箱叶片的气动性能进行了迭代计算。
1 空气动力学模型建立
假设各个叶素单元作用相互独立，各圆环之间没有径向干扰。考虑轮毂和叶尖气动损失，采用叶素-动量理论建立空气动力学模型。
根据叶素理论，考虑法向力和切向力的叶尖损失，得风轮半径r处的叶素上的推力和转矩[1]：
其中：sinφ=v∞(1-a)/V;cosφ=ωr(1+b)/;ρ-空气密度(kg/m3);V-来流风速(m/s);CL-升力系数;CD-阻力系数;c-叶素弦长。
根据动量理论，考虑叶尖损失，可得风轮平面处dr的推力和转矩[1,2]：
其中：ω-风轮转动角速度(rad/s);
a-轴向诱导因子;b-切向诱导因子;
F-Prandtl气动损失修正子。
由式(1)和(3)可得：
由式(2)和(4)可得：
忽略叶片翼型阻力，由式(5)和(6)可得：
风轮半径r处叶素上功率输出量为：
由式(8)得到沿叶片展向风能利用系数：
2 变截面翼型叶片外形设计
风力机叶片外形计算包括：叶片数N、叶尖速比λ、叶片直径D、叶片翼型的选择、叶片各截面的弦长C和扭角θ。以1.5MW风力机为例，其中风力发电机额定风速v=11.3m/s，启动风速为3m/s，切出风速25m/s，叶片数为3，风轮直径约为77m，风轮转动角速度17.3rad/s。
2.1 变截面翼型的选择
变截面翼型的选择是指不同的翼型沿叶片展向的分布。风力机叶片产生功率的主要区域在叶片展向75%附近，要求配置的翼型在某一攻角范围内升力系数较高，而相应的阻力系数较小。从根部到叶尖布置的翼型都要有良好的气动特性，一般根部采用的相对厚度较大的翼型,有较大的升力系数;而叶尖多采用相对厚度较小的翼型，最大升力和最小阻力都较小[3]。本文中叶片尖部采用NACA63-2xx系列翼型，中间部分采用的是FFA-W3系列的翼型，根部采用DU系列翼型组合，轮毂部分为圆截面。叶片的相对厚度分布曲线如图一所示：
2.2 叶片弦长和扭角的计算
为使风力机的输出功率系数最大，求在约束条件(7)下目标函数(9)的最优化极值。利用Matlab有约束非线性最值函数优化计算每个截面的诱导因子a、b，叶尖损伤系数F。不计空气阻力，由式(10)、(11)计算得叶片弦长C和扭角θ[4]。其变截面翼型叶片风能利用系数、弦长和扭角优化计算结果如图二～图四所示。
从图二可以看出，考虑了轮毂和叶尖气动损伤及升阻比的影响，叶片展向中部风能利用系数达到0.5附近，小于贝兹极限0.593，说明各截面上计算所得的风能利用系数是成功的。从图三中看出变截面未修正弦长靠近轮毂处达到6.0m，与实际叶片相差很大，增加了叶片的总重量，给叶片的加工和安装带来了很大困难。从图四中看出变截面未修正翼型叶片根部扭角也较大，导致结构不稳定。因此需要对叶片弦长和扭角进行适当修正。
2.3 叶片弦长和扭角的修正
图三的叶片弦长分布曲线中，沿叶片展向75%附近是主要产生功率区域，叶片弦长应接近原始值。越接近原始值，修正造成的能量损失越小;靠近轮毂处是叶片质量集中区域，对风轮功率输出影响不大。优化叶片弦长要适当减小，可减轻叶片总重量，降低成本。图四的叶片扭角分布曲线中，根部扭角减小能增加风轮功率输出，但同时增大了轴向推力，缩短叶片的使用寿命。
3 叶片的气动性能计算分析
为研究变截面翼型叶片气动性能，验证桨叶气动外形设计的优劣，选取变截面翼型叶片与单一翼型叶片分别进行气动性能的计算比较，对设计的风轮总体性能进行评估。其主要计算内容有：轴向推力、转矩和功率以及相对应的推力系数、转矩系数和风能利用系数[5]，对应的气动性能系数曲线如图五所示。
从图五(a)中可以看出叶片风能利用系数随着叶尖速比λ增大而逐渐增大。当λ约为7时，风能利用系数达到最大值，后随着λ增大而减小，与风能利用效率的理论分析相一致。且变截面翼型叶片的风能利用系数高于单一翼型叶片，说明变截面翼型叶片的气动效率提高了。
由气动理论知，扭矩是由叶片的气动升力产生，推力由叶片的气动阻力产生的。因此，在风力机设计时，应尽可能获得大的扭矩，提高功率输出;同时也要尽可能的减小推力，保证运行的可靠性。由图五(b)所示，扭矩系数和风能利用系数是统一的，在叶尖速比为5时，扭矩系数达到最大;变截面翼型叶片的扭矩系数大于单一翼型叶片。如图五(c)所示变截面翼型叶片推力系数小于单一翼型叶片推力系数。所以变截面翼型叶片的气动性能优于单一翼型叶片的气动性能。
4 结束语
针对大型变截面翼型叶片，以最大风能利用系数为优化目标，计算和修正了叶片弦长和扭角，证明了Wilson优化设计方法的合理性。采用变截面的翼型和单一翼型计算了叶片功率系数、扭矩系数和推力系数，比较得出变截面翼型叶片的气动性能优于单一翼型叶片的气动性能，说明变截面翼型叶片优化设计的可行性。
摘要：基于叶素-动量理论,以输出功率系数为优化目标、叶片的弦长、扭角和相对厚度为设计变量,建立叶片优化设计的数学模型。综合考虑轮毂和叶尖气动损失,对各变截面翼型的弦长和扭角进行了计算和修正。利用Matlab优化工具箱,对大型变截面翼型叶片进行优化的气动性能理论计算。以1.5MW风力机叶片为例,比较了变截面翼型叶片和单一翼型叶片气动性能的计算结果,变截面翼型叶片的气动性能优于单一叶片的气动性能,为风力机叶片外形设计提供参考。
关键词：风力机,叶片,变截面翼型,气动性能
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气动性能 篇8
在风力机的设计和校核过程中,气动性能预测是非常重要的环节［１］。目前广泛应用于风力机性能预测的BEM理论是基于二维翼型风洞实验或计算数据, 通常会低估风轮的载荷。因为实际的风轮叶片是三维及旋转的,这种风轮性能的理论与实践的差别被称之为失速延迟现象［２］,即用二维理论计算的失速工况在三维条件下并没有出现,叶片表面的气流分离失速点后移,在部分区域甚至不出现分离,使得风轮叶片的升力增大及阻力减小。因此在设计和计算风轮性能时必须考虑失速延迟的影响。
虽然失速延迟现象早在1945年就已经被发现,但是目前对失速延迟的研究尚处于探索阶段。在对风力机的初步设计和性能预测时,找到一种快速且准确的计入失速延迟现象的预测方法非常必要。
数值模拟和实验研究表明［３－４］,沿桨叶展向的流动和压力梯度是失速延迟产生的主要原因。本文将作者前期建立的风力机转子时间步进自由尾迹分析模型用于风力机空气动力学分析,得到每个桨叶微段上的三维翼型升阻力数据;然后将所得的三维升阻系数应用到BEM理论中,计算风力机转子的气动性能,并与实验数据进行比较,以验证该方法的有效性。
1计算模型
1.1 BEM理论
1.1.1基本关系式
BEM理论将风力机桨叶简化为由有限个叶素沿径向叠加而成,因而风轮的三维气动性能可以由叶素的气动性能沿径向积分得到。
风力机翼型风速及受力如图1所示。图1中,v∞为风速,α为攻角,β为翼型桨距角,φ为入流角,Ω 为转速,r为翼型半径,Cｌ及Cｄ分别为翼型的升、阻力系数,CＴｈｒｕｓｔ为推力系数,a、a′分别为平均轴向诱导速度因子和平均切向诱导速度因子。
在每个叶素上分别运用动量理论和叶素理论,即可得到平均轴向诱导速度因子a及平均切向诱导速度因子a′的迭代求解公式:
其中:Nｂ为叶片数;c为翼型弦长。
1.1.2升阻力系数
由于风力涡轮的旋转作用,二维风洞翼型实验(或计算)数据与实际旋转时叶片上的翼型气动数据之间有一定的差别。传统BEM理论假设每个叶素上的升阻力等同于二维叶素。实际运转的风轮,在翼型处于失速攻角前,旋转对升阻系数的影响可以忽略不计;但当攻角α大于失速攻角后,旋转的翼型非但没有出现失速后升力的下降,反而出现了一定程度的上升,这就是失速延迟现象。失速延迟使得旋转叶片承受的载荷较静止时增加,尤其在叶根附近,法向力可达静态法向力的2.5倍。
要获得可靠的失速延迟对风轮的影响特性是比较困难的工作。因此,本文提出通过在BEM理论中采用三维翼型升阻力系数替代二维静态翼型系数,以准确地计算诱导速度及叶素载荷。在计算时将由自由尾迹模型计算得到的三维翼型数据与传统BEM理论结合起来,计算风力机的气动性能。
1.2自由尾迹模型
自由尾迹方法基于不可压无粘无旋势流假设,将桨叶和转子后拖出的尾迹用离散涡元表示。自由尾迹方法主要包括两个问题:建立桨叶模型对转子桨叶涡系的分析和建立尾迹模型对转子尾迹的分析。详细的自由尾迹模型介绍见参考文献[5]。
2算例
2.1自由尾迹模型计算结果
首先采用自由尾迹模型对NREL Phase VI风力机在来流风速从5m/s~20m/s的范围内的气动性能进行计算。图2为桨叶沿展向位置的升力系数与二维风洞静态实验值的比较,其中攻角值的变化是由不同的来流风速引起的。
从图2中可以看出:在30%R(R为风轮半径)展向位置,计算的翼型升力系数比二维静态值大,当攻角达到翼型静态失速攻角(约10.1°)后,升力系数出现一定程度的上升,直到达到30°攻角后才开始下降,这与二维风洞实验所得的翼型特性有较大的差异;在47%R展向位置,失速攻角推迟到13.7°,且计算的升力系数大于二维静态值;在63%R展向位置,失速攻角推迟到11.57°,升力系数的增加程度也明显减轻; 在95%R展向位置处,整个攻角范围内,升力系数与二维静态升力系数基本一致。由此说明失速延迟现象的存在,且该现象主要发生在风轮转子的内侧,而外侧的影响较小。
2.2三维翼型数据对BEM理论的修正
用2.1节得到的三维翼型气动数据(除图2所示展向位置外,其余位置的升阻特性数据由三次样条插值得到)代替二维静态风洞数据耦合到BEM模型中, 对转子气动性能进行计算。
图3为5m/s~20m/s来流风速时不同展向位置的翼型推力系数CＴｈｒｕｓｔ变化图。图3中BEM 2D表示采用二维翼型数据耦合BEM理论计算得到的数值, BEM 3D则表示采用三维翼型数据的计算值。
从图3中可以看出:在叶根附近,BEM 2D计算的推力系数小于BEM 3D方法的计算值;越靠近桨叶根部,两者的计算值差异越大,在叶中和叶尖附近的计算值差异减小。这表明失速延迟现象会使得桨叶载荷加重,且越靠近桨叶根部,失速延迟现象越严重。
气动性能 篇9
青藏线列车限速为120 km/h, 无环境风影响时, 其明线上的空气动力学问题并不突出。但青藏铁路有1/2以上线路处于大风环境, 最大风速超过30 m/s, 五道梁至安多段有记录的最大风速达38 m/s。强侧风危及列车倾覆稳定性, 可能造成脱轨、翻车等严重的行车事故。用SolidWorks及其插件COSMOSFloWorks可以对横风作用下, 风速、侧偏角、路堤高度分别变化对列车表面压力的影响进行数值模拟, 从而得到车体迎风与背风面、车底与车顶面的压差特点, 为青藏线大风监测预警与行车指挥系统提供参考。
SolidWorks是Windows环境下基于特征建模的三维机械设计软件, 其插件COSMOSFloWorks与SolidWorks无缝衔接, 可进行流体动力学分析。COSMOSFloWorks对空间的离散采用自适应直角坐标网格法, 并可控制网格生成及局部细化, 分析效率高。
2计算模型、计算区域及项目的构建
2.1 列车及路堤计算模型
受计算机硬件限制, 列车计算模型需简化其表面细小结构, 并将计算模型减短为头车、中间车和尾车。以NJ2“三机联挂”列车为例, 取模型长62 m, 宽3.2 m, 高4.8 m (见图1) , 车底距轨面高度取200 mm, 忽略车间距, 且不计地面及车轨的附面层影响。路堤取45°梯形断面计算模型, 堤上路面宽8 m, 堤高30 m (在下述3.3中需作调整) , 依堤底宽及下述2.2中计算域宽推算, 堤长不大于394 m, 这里取300 m。
2.2 计算区域
参考相关文献资料及试算经验, 明线上侧偏角β=0的单行列车的计算域取长方体, 车前3倍车长, 车后6倍车长, 宽为6倍车宽, 高为5倍车高, 故计算域为620 m×20 m×25 m。考虑到列车运行在最高27.85 m路堤上、瞬时横风速度达38 m/s, 按列车限速120 km/h (33.3 m/s) , 此时合成风风速为50 m/s, 侧偏角β=arctan (38/33.3) =49°, 故计算域调整为500 m×400 m×100 m。
2.3 构建项目
借助向导Wizard, 指定流体为空气, 流动类型为湍流, 结果精度等级和几何分辨率调整为5级, 入口边界条件先取合成风速50 m/s并选中完全发展的湍流项, 出口边界条件为默认出口静压latm (101 325 Pa) , 求解目标选静压最大值。
3结果分析
先数值模拟得到图1中Ⅰ～Ⅻ测压点的表面静压, 再通过Excel计算列车迎风与背风面、车底与车顶面的压差, 最后分析压差分别随风速、侧偏角β、路堤高度变化的趋势和特点。对照相关风洞试验结果, 当路堤高度、合成风速度及侧偏角分别改变时, 列车车体迎风与背风面、车底与车顶面的表面压差变化趋势与风洞试验中气动横向力、气动升力的规律一致, 表明本次计算合理。
3.1 列车表面压力
图2所示为路堤高5 m、侧偏角49°、合成风速度35m/s时列车纵向对称线上的表面压力X-Y图 (车外壁面压力即为图中曲线所示静压与环境大气压1atm之差) , 由图可见:
(1) 列车迎风面上曲线①为较小的正压, 背风面上曲线②为较大的负压 (见图2a) , 车体侧压差相当大;
(2) 列车底部、顶面均为负压 (见图2b) , 车体升压差很大;
(3) 各压差沿列车长度方向总体上逐渐减小。换言之, 横风对头车、中间车和尾车的气动性能的影响依次减弱, 头车受横风的影响最大。
( a) 迎风面上①与背风面上② (b) 车底部③和车顶面上④
3.2 合成风速度对列车气动性能的影响
列车运行速度120km/h、横风速度l5～40m/s或者横风速度38 m/s, 列车运行速度60～120 km/h, 各压差随合成风速度变化情况:①合成风速大小变化;②合成风速变向, 即侧偏角变化。
(1) 合成风速度大小变化
图3为路堤高5 m, 侧偏角49°, 合成风速度分别为35、40、45、50 m/s的压差变化曲线 (其中40、45、50 m/s三种工况可根据35 m/s工况通过COSMOSFloWorks“克隆项目”功能计算) :
由图可见:①列车各压差随合成风速的增加而非线性增大, 且迎背风面压差与底顶面压差的差距拉大。风速对列车气动性能的影响较大, 有必要对大风环境下列车限速运行, 以确保安全;②随合成风速的增加, 头车、中间车和尾车的车底、顶面压差的增幅呈减缓趋势。头车气动性能对合成风速的变化最敏感。
(2) 侧偏角β变化
图4为路堤高5 m、合成风速度50 m/s, 偏航角为0～90° (间隔15°) 的压差变化曲线:
由图可见:①各压差随侧偏角的增加而增大, 当侧偏角增加到约60°时则不再增大 (尾车迎、背风面压差例外) 。60°侧偏角的风车速比为tan 60°, 若横风速度不大于38 m/s, 则列车速度应不大于78.8 km/h。此时列车应限速运行;②随侧偏角的增加, 各压差的增幅逐渐减缓 (β> 60°则下降) , 头车气动性能对侧偏角的变化最敏感。
3.3 路堤高度对列车气动性能的影响
青藏铁路格拉段大部分线路是路堤线路 (最高达27.85 m) , 本文计算选取的路堤高度分别为5～30 m (间隔5 m) ;车速为无环境风影响的120 km/h, 横风速度取38 m/s。表面压差变化见图5所示。
由图可见:①除尾车的底、顶面压差随路堤高度的增加而下降外, 其他各压差均随路堤高度的增加而增大, 当路堤增加到约20 m时则不再增大;②随路堤高度的增加, 列车底、顶面压差的增幅逐渐减缓 (尾车甚至下降) 。头车气动性能对路堤高度的变化最敏感。
4结论
应用SolidWorks/COSMOSFloWorks一体化软件分析列车气动性能, 结果表明是可行的。通过数值模拟并进一步分析, 得出以下结论:①横风对头车、中间车和尾车气动性能的影响依次减弱, 列车头部气动性能受横风的影响最大;②列车气动性能随侧偏角变化的“最大值”点在60°附近;③列车气动性能随路堤高度变化的“最大值”点在20 m堤高附近。
气动性能 篇10
随着全球油价上涨和排放法规的日趋严格,涡轮增压、废气再循环等技术被广泛采用,对发动机热管理系统提出了更高的要求[1]。国内外对发动机或整车热管理的研究一般集中在相关零部件或整个热管理系统进行。
零部件方面,文献[2]以散热器换热与流动阻力理论为基础编制了散热器传热与流动阻力计算程序;文献[3,4]研究了散热器进排水口的布置位置对各管冷却液流动均匀性和压降的影响;文献[5]通过在风扇后面设计定子结构,使静压效率提高了10%,主要是由于定子的存在起到了整流的作用,减小了风扇后方气流的径向速度,提高了风扇的性能;文献[6]对风扇风筒试验安装位置影响进行了分析。
热管理系统方面,文献[7]提出新的冷凝器-风扇-散热器布置模式(CFRM)概念,比传统系统布置空气侧流量提高16%;文献[8]研究了散热器模块的安装参数对性能的影响等。
发动机冷却模块由换热器、风扇及护罩组成,其作用是利用冷却风扇以强制对流的方式将发动机传递给换热器的热量带走,保证发动机水温、气温在合适的范围内。冷却模块的布置方式较多,首先根据所选用风扇是吸风式还是吹风式,二者风扇与换热器前后位置正好相反,现代汽车设计中多采用吸风式,但有些工程机械车辆由于工作特殊性而采用吹风式冷却风扇。当空气侧要安装多种换热器时,各换热器与风扇安装顺序可分为串联式、并联式和混联式3种,如图1所示。
本文主要在零部件试验的基础上,进行合理简化,利用数值模拟方法研究并联式冷却模块不同安装参数对其气动性能的影响。
1 试验介绍
1.1 风扇风筒试验
风扇风筒试验台如图2所示。试验时,风扇径向间隙为10 mm,叶片全部伸入到风筒内。分别对风扇转速为1 000 r/min、1 500 r/min、2 000 r/min及2 200 r/min进行试验,风扇性能如图3所示。
1.2 散热器性能试验
风筒试验台由风筒循环水路、循环水加热装置、水泵、风机、测试仪器及控制装置等组成,台架示意如图4所示。
散热器芯体长×高×厚为800 mm×500 mm×55 mm。图5为散热器的换热性能曲线。冷却水侧流量和空气侧流量越大,换热性能越强。
1.3 中冷器性能试验
空冷型中冷器风筒试验台主要由风筒、增压空气侧循环系统及加热装置组成,如图6所示。试验所需仪器与散热器试验要求类似。中冷器长×高×厚为800 mm×300 mm×55 mm,其换热性能如图7所示。
2 模型建立
冷却模块模型由风扇模型、散热器和中冷器模型组成。风扇模型根据实际风扇造型经过适当简化,采用多重参考坐标系法模拟。散热器和中冷器都属于换热器,采用多孔介质来模拟换热器气动特性。冷却模块的整体气动性能主要由进口空气流量和内效率进行评价。
2.1 风扇模型
冷却模块所选用的风扇为某环形风扇,其直径为620 mm,叶片数为8,轮毂直径为248 mm,轮毂比为0.4,如图8(a)所示。基于风扇的叶形对风扇的性能影响较大,因而只对轮毂处的结构作封闭处理,风扇其余地方不作任何修改,如图8(b)所示。
根据试验情况,将风扇完全伸入到风筒内,径向间隙为10 mm,建立风扇风筒模型,如图9所示。在模拟中采用多重参考坐标系模型,湍流模型选取标准k -ε模型[9]。整个风筒仿真模型由六面体网格和多面体网格组成,对其进行网格划分,共分为4个区域。考虑到风扇前后段气体流动方向比较复杂,而多面体网格具有较好的适应性,因此在风扇旋转区域及风扇进出口段采用多面体网格划分,其余部分则是六面体网格,最终网格数量约为120万。
风扇风筒流量仿真值和试验值对比如图10所示。流量仿真值均比试验值大,但两者的趋势完全一致。随着转速的增加,流量仿真值和试验值的差距不断加大。这主要是由于在实际试验过程中风筒进口段有整流格栅,风扇出口装有电机。在本模型中,为了减少计算网格数量均采用简化处理,其中的风筒均采用光滑壁面处理。转速越高,在试验时这些因素的阻力作用越明显,但在仿真模型中得不到体现,因而在高转速时流量的仿真值和试验值之间的差距也越来越大。
2.2 换热器多孔介质模型
为了增大换热面积,换热器的换热带一般是凹凸形式,并且在换热器的表面形成了许多的孔形结构,以使冷却空气能够流经换热器完成热量交换。在CFD模拟过程中,如果完全按照换热器的几何结构进行建模,则对其进行网格划分将非常困难。因此多采用多孔介质模型来简化实际换热器模型,其数学模型见式(1)和式(2)[10]。其中,式(1)表示流体流过多孔介质时,流速与流动方向上的压力梯度成正比;式(2)表示流体流过多孔介质时压降和流速的关系。在试验基础上,根据式(1)和式(2),计算出中冷器和散热器的惯性阻力系数和黏性阻力系数。
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式中,k为渗透率;μ为动力黏度;p为压力。
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式中,Δp为多孔介质前后压降;L为流体流过多孔介质的厚度;v为表观速度,v=εu,其中ε为多孔介质的孔隙率,u为物理速度;ξi为惯性阻力系数;ξv为黏性阻力系数。
2.3 冷却模块气动性能评价指标
衡量冷却模块的气动性能主要有两方面,在相同边界条件下,一方面是冷却空气流量的大小,冷却空气的进出口温差不变时,流量越大,冷却效果越好;另一方面是风扇的工作效率。在不考虑机械传动损失时,风扇效率等于风扇内效率,其定义见式(3)和式(4)[11]。
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Pin=Pe+ΔPin (4)
式中,Pe为风扇的有效功率;Pin为除去机械传动损失的风扇内部功率;ΔPin为风扇内部流动损失功率。
风扇内效率越高,空气获得相同动能风扇消耗的内部功率越小。在冷却模块中,风扇内效率即冷却模块内效率。
3 安装参数影响分析
冷却模块各零部件的主要安装参数及与发动机之间的位置关系如图11所示。
根据散热器和中冷器的试验数据,用式(1)和式(2)计算出散热器和中冷器的惯性阻力系数和黏性阻力系数,并假设空气为理想气体,且气体流动方向始终垂直于散热器和中冷器表面。在STAR-CCM中建立的风扇和散热器中冷器相对位置模型如图12所示。
3.1 风扇轴向伸入距离的影响
径向间隙为10 mm,风扇和换热器之间间距为100 mm,对风扇轴向伸入风扇罩距离分别为30.0 mm、47.5 mm、65.0 mm、74.0 mm、82.5 mm和100.0 mm进行仿真计算。不同转速下进口流量及冷却模块内效率分别如图13和图14所示。
低转速时,轴向伸入距离对流量影响不明显;高转速时,不同轴向伸入距离下,进口流量相差较大,特别是2 200 r/min时最大值和最小值相差约20%。对该冷却系统模块而言,流量和内效率在轴向伸入距离65 mm时达到最大。流量随着转速的增高而增加,但是冷却模块内效率随转速的变化并不明显。
气流经过风扇做功之后,风扇的后方压力大于前方压力。当轴向伸入距离较小时,由于风扇表面压力不均匀性,有一部分气流会回流或逸散,导致风扇无效做功。而环形风扇的叶片顶端有环形结构,起到了良好的导流作用,所以逸散的气流不多,能够很好地将气流聚集在叶片周围,与最大距离的风量和内效率相差不大。
当轴向伸入距离太大时,流量和内效率下降,主要原因为: (1) 风扇轴向伸入距离越大,空气从风扇叶片顶端逸散得越少,导致回流增加,不但阻碍进风流量,还使风扇二次做功增加,内效率下降;(2) 风 扇送风并非只在风扇轴向正对面区域,而是呈现圆台分布,轴向伸入距离过大,导致送风截面积大幅度减小,出风口风速提高,阻力增大,导致空气总体流量和内效率降低;(3) 相对风扇罩而言,环境空间属于突然扩大管道,其局部阻力系数与大小管道的面积比有关,见式(5)[12]。
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式中,A1为小管道横截面积;A2为大管道横截面积;ζ为局部阻力系数。
从式(5)可以看出,管道横截面积比值越接近1,流动的局部阻力系数越小。由于风扇是扩散送风,在风扇导流作用下,突然扩大管流动阻力特征并不明显,但随着风扇轴向伸入距离变大,叶片导流作用逐渐削弱,局部阻力增大,导致空气流量和冷却模块内效率同时降低。
对于相同结构的冷却模块,冷却风扇的转速、空气流速和流量越大,其受到的阻力和阻力耗功越大,但同时随着流速和流量提高,风扇有效功增加。根据式(3),不同转速下,冷却模块内效率变化不大。
3.2 风扇径向间隙的影响
在轴向距离65 mm、风扇与换热器之间距离100 mm 的基础上,对径向间隙分别为10 mm、15 mm、20 mm、30 mm进行模拟仿真。不同转速下流量和冷却模块内效率分别如图15和图16所示。
低转速时,随着风扇径向间隙的增加,流量和内效率下降幅度较小;高转速时,流量和冷却模块内效率下降很快,特别是2 200 r/min时径向间隙30 mm与径向间隙10 mm相比,流量下降29%,冷却模块内效率下降近50%。这是因为风扇前后存在压差,风扇后的静压大于风扇前静压,径向间隙越大,越多的气流将通过径向间隙从风扇后区域回流至风扇前区域,使风扇对这部分空气二次做功,导致流量和效率同时下降。
但在实际应用中,不仅考虑风扇本身的性能,汽车在行驶中,由于路面颠簸及发动机等部件工作产生振动,若风扇罩与风扇径向间隙过小,很可能会导致风扇叶片与风扇罩在行驶过程中产生干涉,造成风扇和风扇罩的损坏。与径向间隙10 mm时相比,在径向间隙15 mm时流量和内效率分别仅下降4%和8%。综合考虑下,本文中取径向间隙为15 mm。
3.3 风扇与换热器间距的影响
风扇与换热器之间的间距则是另一个重要的安装参数。在轴向距离65 mm、径向间隙15 mm的基础上,对风扇和换热器间距分别为50 mm、75 mm、100 mm、125 mm、150 mm及200 mm进行计算比较。不同转速不同间距下流量和冷却模块内效率分别如图17和图18所示。
低转速时,随着冷却风扇与换热器间距的增大,流量和冷却模块内效率基本无变化。转速提高后,空气流量和冷却模块内效率随间距增大提高较明显,但是到150 mm后,增速渐缓。转速为2 200 r/min 时,间距150 mm的流量和内效率比间距100 mm时分别增加约14%和8%;而间距200 mm的流量和内效率比间距150 mm时仅分别增加约3.8%和0.5%。这是因为风扇直径为620 mm,而散热器和中冷器的换热单元组成的正方形边长为800 mm,两者面积比仅为0.47,距离拉长后使气流更加均匀地通过换热器。但距离增大时,摩擦增加,动压消耗变大,所以在距离增大至150 mm后,流量和内效率的升高比例会降低。由此可以预测,当距离过大时,流量和内效率会随着距离增加而降低。
在实际发动机舱布置中,由于空间局限,风扇与换热器间距不可能无限放大,因此不再比较200 mm 以上的间距。
4 结论
(1) 风扇、换热器、护罩组成的冷却模块高转速时的气动性能受其相对位置和安装参数的影响很大,冷却系统选型和安装时要特别注意。
(2) 对于本文仿真冷却模块,空气流量随冷却风扇转速提高而增加,但内效率随转速变化并不明显。
(3) 冷却风扇轴向伸入距离有特定合适范围,过大或过小都会导致流量和内效率的降低。
(4) 冷却风扇的径向距离越小越好,但是要同时考虑实际应用中振动导致磨损的影响。
(5) 冷却风扇和换热器之间间距在200 mm内越大越好,但是在超过了150 mm后,间距对流量和内效率的影响效果开始降低。
(6) 在冷却系统的设计中,除了零部件选型外,利用冷却模块的试验和模拟计算对安装参数的选择也非常重要,在保证发动机正常工作的基础上,可提高气动性能,降低能耗,实现节能减排。
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