雙元素翼帆推進(jìn)特性的數(shù)值仿真研究

雙元素翼帆推進(jìn)特性的數(shù)值仿真研究

1代風(fēng)助航船舶流動(dòng)控制方法硬翼船是一種新型的無動(dòng)力游輪推進(jìn)器。由于其環(huán)保節(jié)能的特點(diǎn)，它已被廣泛應(yīng)用于各種大型船只上。1980年日本將兩個(gè)高12.15m，寬8m的圓弧形風(fēng)帆安裝在世界上第一艘現(xiàn)代風(fēng)帆助航商船“新愛德丸”號(hào)上，經(jīng)過四年實(shí)際航行證明：該船與傳統(tǒng)船舶相比，平均每年節(jié)能8.5%為了改善翼帆的推進(jìn)特性，人們采用了多種不同的流動(dòng)控制方法，可分為主動(dòng)控制和被動(dòng)控制。主動(dòng)控制方法已經(jīng)應(yīng)用的有可控環(huán)量翼帆1996年，Daniel為了更好地了解翼帆在船舶運(yùn)動(dòng)時(shí)的氣動(dòng)特性，本文主要開展在船舶靜水航行時(shí)翼帆的推進(jìn)特性和失速機(jī)理，通過雷諾平均N-S方程研究襟翼幾何參數(shù)變化（襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置、襟翼偏轉(zhuǎn)角等）對(duì)二元素翼帆推進(jìn)特性的影響，分析規(guī)律背后的作用機(jī)理，為二元素翼帆的設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。2物理模型和數(shù)值方法2.1飛機(jī)模型的構(gòu)建基于初步模擬和先前的研究2.2進(jìn)口邊界條件為了避免邊界對(duì)于二元素翼帆外流場的影響，其計(jì)算域必須保證足夠大，本文選定的計(jì)算域?yàn)殚L方體（32c×30c×10c），如圖5所示，翼帆前緣到計(jì)算域進(jìn)口的距離是12c，翼帆尾緣到計(jì)算域出口的距離是20c，翼帆表面到迎風(fēng)面和背風(fēng)面的距離都是15c。計(jì)算域的進(jìn)口邊界條件設(shè)置為速度入口，考慮到海平面梯度風(fēng)變化，指定來流速度、方向和湍流強(qiáng)度；出口邊界條件設(shè)置為壓力出口，壓力大小等于遠(yuǎn)場壓力?？紤]到本文討論在靜水狀態(tài)下的二元素翼帆的失速問題，將翼帆底部（也就是計(jì)算域底面）的邊界條件設(shè)置為標(biāo)準(zhǔn)無滑移邊界條件，本文暫不研究船體表面邊界層對(duì)翼帆展向流場的影響且考慮到計(jì)算成本，計(jì)算域底面邊界層暫不考慮。2.3纖維網(wǎng)格劃分為了更好地模擬出二元素翼帆的推進(jìn)特性和流動(dòng)情況，采用ANSYSICEM非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)計(jì)算域模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，為了精確地模擬出主翼尾流、縫隙射流和襟翼邊界層之間區(qū)域的流動(dòng)情況，對(duì)間隙網(wǎng)格和壁面網(wǎng)格進(jìn)行了細(xì)化加密（見圖6），間隙網(wǎng)格大小設(shè)置為0.4545%c（如果網(wǎng)格數(shù)為9.86×10為了保證網(wǎng)格數(shù)量對(duì)二元素翼帆的推進(jìn)性能不產(chǎn)生影響，在雷諾數(shù)Re=5×10為了進(jìn)一步驗(yàn)證網(wǎng)格可靠性，還分析了Re=5×102.4數(shù)值仿真及模型擬合為了準(zhǔn)確預(yù)測翼帆的推進(jìn)特性和失速特性，選用ANSYSFluent對(duì)三維模型進(jìn)行數(shù)值仿真，控制方程采用雷諾平均N-S方程，為了精確預(yù)測非定常工況時(shí)旋渦的流動(dòng)情況，選用k-ωSST模型為了確保數(shù)值模擬的可信度，將NACA0018翼型在自由流環(huán)境下的升力和阻力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果3結(jié)果分析3.1雙因素翼帆性能分析升力系數(shù)和阻力系數(shù)是衡量翼帆推進(jìn)性能重要的無量綱參數(shù)，為了定量地描述二元素翼帆的升阻特性，本文定義二元素翼帆的升力系數(shù)C式中F3.1.1壓力大時(shí)壓力大，失速角小首先選擇襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置X二元素翼帆的升力特性曲線如圖11(b）所示，在失速發(fā)生前升力系數(shù)隨襟翼偏轉(zhuǎn)角的增加而增加，失速角減小；當(dāng)襟翼偏轉(zhuǎn)角達(dá)到25°時(shí)，由于襟翼偏轉(zhuǎn)角過大，流過縫隙的流體不足以補(bǔ)充主翼尾流的能量損失，失速大幅度提前發(fā)生。而圖11(a）中的升力特性發(fā)生變化，在低襟翼偏轉(zhuǎn)角（5°～15°）時(shí)隨著襟翼偏轉(zhuǎn)角的增加，失速角并沒有減小，這是由于襟翼偏轉(zhuǎn)角與縫隙流動(dòng)之間的耦合作用，襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置X3.1.2參數(shù)：傾斜滑動(dòng)軸的位置對(duì)飛機(jī)的傾斜特性的影響為了更好地研究襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置的改變對(duì)翼帆的推進(jìn)特性和延遲失速的作用，本文分析了攻角在6°和15°時(shí)襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置X3.2流場績效分析3.2.1不同流場分布首先分析了襟翼偏轉(zhuǎn)角為15°，攻角為15°時(shí)不同襟翼偏轉(zhuǎn)軸位置時(shí)，翼帆在中截面的流線分布，如圖14所示?？梢园l(fā)現(xiàn)，在X圖15為不同襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置時(shí)雙二元素翼帆吸力面的靜壓和極限流線分布圖，從圖中可以看出，在襟翼偏轉(zhuǎn)角為15°時(shí)，隨著襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置的后移，主翼吸力面的角區(qū)分離從葉根部向葉頂擴(kuò)展，回流面積增大，在X3.2.2云速度分析為了更好地分析X3.2.3截面壓力載荷分布為了比較失速前后不同襟翼偏轉(zhuǎn)角時(shí)翼帆的壓力載荷分布情況，本文分析了X圖18為不同襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置時(shí)翼帆中截面的壓力載荷分布情況，從圖18(a）中可以看出，在較低的襟翼偏轉(zhuǎn)角（δ=15°）時(shí)，隨著襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置的后移，主翼前緣的最低壓力升高，這不利于維持大的升力系數(shù)；而在較高的襟翼偏轉(zhuǎn)角（δ=25°）時(shí)，隨著襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置的后移，主翼吸力面的低壓區(qū)壓力下降，提升了主翼的升力系數(shù)，而X4壓力和階段失速時(shí)壓力分布的變化通過研究襟翼幾何參數(shù)對(duì)二元素翼帆推進(jìn)特性的影響，得出以下結(jié)論：(1）在選擇襟翼幾何參數(shù)時(shí)需綜合考慮襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置、襟翼偏轉(zhuǎn)角以及縫隙寬度等因素。襟翼旋轉(zhuǎn)軸位于不同主翼位置時(shí)，翼帆的升力系數(shù)隨襟翼偏轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律并不相同，當(dāng)X(2）在低襟翼偏轉(zhuǎn)角，當(dāng)失速發(fā)生時(shí)，升力系數(shù)隨襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置后移先增大后減小，主翼吸力面的角區(qū)分離從葉根部向葉頂擴(kuò)展，回流面積越來越大。在高襟翼偏轉(zhuǎn)角，當(dāng)失速未發(fā)生時(shí)翼帆升力系數(shù)隨襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置后移一直增大，從85%到95%時(shí)升力系數(shù)突升。因此，襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置不宜過于靠前或靠后，當(dāng)相對(duì)縫隙寬度為2.4%時(shí)襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置為85%時(shí)較為合理。(3）襟翼偏轉(zhuǎn)角為15°，攻角為15°時(shí)，在X(4）襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置的前移距離受到了襟翼偏轉(zhuǎn)角的限制。在襟翼偏轉(zhuǎn)角為25°，攻角為6°時(shí)，當(dāng)X縫隙寬度是影響主翼尾流分離和襟翼吸力面流動(dòng)分離的重要因素，其大小受到襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置和襟翼偏轉(zhuǎn)角的共同影響，在調(diào)整襟翼偏轉(zhuǎn)角獲取較大升力系數(shù)的同時(shí)需考慮襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置的限制，以保證合理的失速角范圍。圖13顯示了