Open Access
Issue
JNWPU
Volume 39, Number 4, August 2021
Page(s) 801 - 809
DOI https://doi.org/10.1051/jnwpu/20213940801
Published online 23 September 2021

© 2021 Journal of Northwestern Polytechnical University. All rights reserved.

Licence Creative CommonsThis is an Open Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution License (http://creativecommons.org/licenses/by/4.0), which permits unrestricted use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

翼身融合水下滑翔机是一种机身主体与机翼平滑地融为一体的水下航行器, 依靠净浮力和质心位置的调节实现滑翔, 可作为移动式水下观测平台进行大范围的水下观测[1-2], 通过外形优化设计, 其升阻比可达15~20[3-4], 然而仅依靠外形优化来改善滑翔性能的方法会受到流动分离以及内部空间变小等限制, 滑翔机的探测能力将会大大削弱。主动流动控制技术是在物体流动环境中施加合适的局部扰动以与系统的内在流场相耦合, 以较小的能量消耗获得局部或全局的流动改变, 它可以在需要的部位和时间出现, 达到改善流场、增升减阻和抑制噪声等目的[5]。定常吸流是主动流动控制技术的一种, 具有结构简单、易实现等优点, 因此可以将定常吸流主动流动控制技术应用到翼身融合水下滑翔机上以改善其升阻特性。

定常吸流主动流动控制技术在航空、能源等领域对飞机、汽车、叶轮等设备的气动性能改善都有较好的流场控制效果。Rezaeiha等[6]采用CFD方法研究了定常吸气对垂直轴风力涡轮机的流动控制, 研究表明定常吸气能抑制叶片层流分离泡, 推迟动态失速, 抑制空气动力波动, 显著增大升力和减小阻力。Zhang等[7]采用可压缩的LES方法研究了NACA0012三维机翼的定常吸气主动流动控制, 研究表明定常吸气能有效抑制涡旋脱落, 提升其升阻特性, 且随着吸气角增加, 升阻比增大, 能量消耗减少。张玲等[8]在风力机翼型截面上开孔施加定常吸气, 采用Spalart-Allmaras模型对多种工况进行了数值模拟, 结果表明定常吸气扰动模式与流场主流的耦合能有效改善翼型的气动性能、推迟失速、延缓分离。李宇红等[9]开展了NACA0015翼型定常吸气主动流动控制数值研究, 结果表明在翼型头部吸力面分离点附近施加的定常吸气能增升减阻, 推迟失速攻角。

翼身融合水下滑翔机所处的液体环境与飞行器所处的气体环境有很大区别, 流体的黏性系数、流动的雷诺数等其他对流场影响较大的参数都有很大差异, 目前从公开的研究成果来看只有美国对翼身融合水下滑翔机Z-Ray采取了定常流主动流动控制[10]。翼身融合水下滑翔机剖面翼型通常包括NACA标准系列翼型和修正翼型。本文基于CFD方法开展翼身融合滑翔机剖面水翼(NACA0015二维翼型)定常吸流主动流动控制数值研究, 探究在水翼吸力面施加不同开口位置、不同吸流偏角和不同吸流比的定常吸流对NACA0015水翼升阻特性的影响规律和机理。

1 物理模型及数值计算方法

1.1 NACA0015水翼定常吸流模型

NACA0015翼型是常见翼身融合水下滑翔机剖面翼型之一, 其最大厚度为弦长c的15%。如图 1所示, 本文研究的NACA0015水翼弦长c=500 mm, 自由来流速度大小为U, 来流攻角为α, 定常吸流开口处的速度大小为Us, 吸流偏角θs定义为定常吸流速度方向与翼型吸力面切向的夹角, 定常吸流开口宽度为h, 开口位置xs定义为定常吸流开口距离翼型前缘的距离。

定义定常吸流开口的有效宽度H

为描述定常吸流相对于自由来流的速度大小, 定义定常吸流与自由来流的速度比值为吸流比

则定常吸流的动量系数可表示为

为了准确描述定常吸流对NACA0015水翼的主动流动控制效果, 分别使用水翼的阻力系数、升力系数和水翼表面压力系数来表示其升阻力特性, 阻力系数、升力系数和表面压力系数分别定义为

式中:ρ为海水的来流密度;L为水翼所受的流体升力;D为水翼所受的流体阻力;ps为水翼表面的绝对压力, p为自由来流的绝对压力。

thumbnail 图1

NACA0015水翼剖面定常吸流示意图

1.2 数值模拟方法及验证

1.2.1 流动基本控制方程

对于本文NACA0015水翼所处的黏性不可压海水流体环境, 其流动基本控制方程为RANS方程, 由连续方程和动量方程组成, 具体表示如下:

式中: uiuj(i, j=1, 2, 3)为时均速度分量; u′iu′j为脉动速度分量; p为流体压力; μ是海水动力黏性系数; 为雷诺应力项; Si为广义源项。

1.2.2 SST k-ω湍流模型

由于剪应力输运k-ω(SST k-ω)湍流模型综合了近壁面k-ω模型的稳定性和边界层外部k-ε模型的独立性, 适用于流动起始和分离流动模拟, 其在主动流动控制数值模拟中被广泛使用, 并被验证具有不错的计算精度[11]。因此, 本文采用SST k-ω湍流模型进行NACA0015水翼主动流动控制数值研究。SST k-ω湍流模型的湍动能k方程和耗散率ω方程分别表示如下[12-13]:

式中:μt为湍流黏性系数; S为应变率; y为壁面距离; σk, σω, β*β为模型系数; F1F2为调和函数。

1.2.3 计算方法验证

为了验证本文所建立的水下滑翔机翼型流场数值计算方法, 选取二维NACA0015翼型进行基态(即不施加定常吸流)流场数值模拟, 并将水动力系数与实验值进行对比。对NACA0015翼型流场计算域进行结构网格划分(如图 2所示), 网格数量为8.29万, 并保证翼型物面y+值小于1。

选取基于其弦长c的雷诺数Re=6.6×105, 采用SST k-ω湍流模型对NACA0015翼型流场进行非定常求解。图 3给出了NACA0015翼型升力系数CL的数值计算结果与文献[14]的实验结果对比。

图 3中可知, NACA0015翼型的升力系数仿真值与实验值总体上吻合较好, 说明本文基于SST k-ω湍流模型建立的水下滑翔机翼型流场数值计算方法是可行的。

thumbnail 图2

基态流场结构网格划分

thumbnail 图3

升力系数计算值与实验值的对比

1.3 计算域及边界条件

定常吸流开口宽度h=1%c, 开口位置xs分别取0.1c, 0.3c和0.7c, NACA0015翼型主动流动控制流场计算域示意图如图 4所示, 计算域大小取为25c×20c。选择笛卡尔坐标系, 设置半圆形远场的边界条件为来流速度入口, 速度大小为1.4 m/s, 方向由攻角α决定, 矩形远场边界条件为压力出口, 定常吸流开口处的边界条件为速度入口, 将翼型除定常吸流开口外的其余部分定义为非滑移壁面。

thumbnail 图4

定常吸流流动控制流场计算域

1.4 网格划分及无关性验证

本文采用ICEM进行NACA0015定常吸流主动控制的流场计算域结构网格划分, 如图 5所示。

为了更好地捕捉包含定常吸流的流场信息, 在翼型0.1c, 0.3c和0.7c处的吸流开口处进行了网格加密处理。另外, 通过调整翼型和定常吸流开口表面布置的网格节点数, 以及从翼型表面和定常吸流开口向外域边界辐射布置的节点数, 从而获取NACA0015翼型4种不同网格数量的流场计算域网格, 以便进行网格无关性验证。

选取开口位置xs=0.3c, 偏角θs=90°, 吸流比为Rs=1.429的定常吸流, 并选取未失速攻角α=6°、临界失速攻角α=16°、过失速攻角α=20°的流动状态, 进行网格无关性验证。设定流体环境为20℃的不可压海水, 其密度ρ为1 024 kg/m3, 运动黏性系数ν为1.053 7×10-6 m2/s。数值计算在Fluent中进行, 选用双精度求解器, 压力和速度耦合采用SIMPLEC算法。运用Standard格式进行压力离散, 动量方程、湍动能和耗散率均采用二阶迎风格式, 仿真时间步长Δt取0.000 5 s。使用不同网格计算得到的翼型升力系数如表 1所示。

表 1可知, 当计算网格数量达到9.2万时, 不同攻角下包含定常吸流的翼型升力系数逐渐收敛, 因此选取网格数量为9.2万的计算域网格进行NACA0015翼型定常吸流主动流动控制数值研究。

thumbnail 图5

定常吸流流场结构网格划分

表1

网格无关性验证

2 升阻特性研究

2.1 吸流偏角的影响

选取3个典型来流攻角: 未失速攻角α=6°、临界失速攻角α=16°和过失速攻角α=20°, 通过在0.3c处施加Rs=0.714, θs=30°~150°的定常吸流, 针对翼身融合水下滑翔机剖面NACA0015翼型开展不同偏角的定常吸流主动流动控制数值仿真研究, 并与基态仿真结果进行对比, 以探究吸流偏角对其升阻特性的影响。图 6给出了不同攻角时对NACA0015水翼施加不同吸流偏角的定常吸流流动控制前后升阻系数对比。

图 6可知, 不同攻角下对水翼施加不同吸流偏角的定常吸流都能不同程度地增大水翼的升力, 并减小水翼的阻力, 因此定常吸流可以增大水翼的升阻比, 提升其水动力特性。随着吸流偏角的增大, 升力系数先增大后减小, 阻力系数先减小后增大; 当吸流偏角θs=90°时, 不同攻角下施加的定常吸流的增升减阻效果最佳; 且增升减阻效果关于θs=90°对称, 即若施加2种不同吸流偏角的定常吸流, 当其吸流偏角之和为180°时, 2种定常吸流的升阻系数大小几乎相等。这是由于当θs=90°时, 有效吸流宽度H达最大, 从而定常吸流的动量系数Cμ最大, 因此定常吸流向系统输入的能量最大, 同时当2种不同θs的定常吸流θs值之和为180°时, 其有效吸流宽度H相等, 定常吸流输入的能量也相等, 因此其对流场的影响程度也一致, 也说明了影响水翼升阻特性的关键是定常吸流所具有的能量。

thumbnail 图6

不同吸流偏角对升阻力系数的影响

2.2 吸流开口位置的影响

为探究定常吸流开口位置对NACA0015翼型升阻特性影响, 分别在0.1c、0.3c和0.7c处施加θs=90°, 吸流比Rs为0.714的定常吸流, 并在不同来流攻角下针对NACA0015水翼开展不同开口位置的定常吸流主动流动控制数值仿真研究, 并与基态仿真结果进行对比分析, 以探究吸流开口位置对水翼升阻特性的影响规律, 图 7给出了不同攻角时对NACA0015水翼施加不同开口位置的定常吸流前后升阻系数的对比。

图 7a)可知, 针对3个攻角, 在水翼不同位置处施加的定常吸流都能在不同程度上增大水翼的升力。当α=6°时, 定常吸流的增升效果随着吸流位置逐渐向后缘靠近而逐渐增大; 当α=16°时, 吸流位置靠近翼型后缘, 定常吸流的增升效果先增大后略微减小; 当α=20°时, 在水翼前缘附近(即0.1c和0.3c处)施加定常吸流可以有效延迟水翼失速, 从而使升力较基态时大幅提高, 而且越靠近水翼前缘, 升力提升效果越好。

图 7b)可知, 当不超过水翼基态时的临界失速角时, 在不同位置处施加的定常吸流主动流动控制均可以使水翼阻力减小, 而且越靠近翼型前缘, 减阻效果越好。当α=20°时, 除了在水翼0.7c处施加的定常吸流主动流动控制会导致水翼阻力增大外, 在0.1c和0.3c处施加定常吸流均可实现较好的减阻效果。

thumbnail 图7

不同开口位置对升阻力系数的影响

2.3 吸流比的影响

由2.1节可知, 影响流动控制效果的重要因素之一是定常吸流所具有的能量, 为进一步探究定常吸流能量对水翼升阻特性影响, 本文在0.1c, 0.3c, 0.7c处施加θs=90°, 吸流比Rs为0.357, 0.714和1.000的定常吸流, 在不同攻角下开展不同吸流比的定常吸流主动流动控制数值仿真研究, 并与基态仿真结果进行对比分析, 以探究吸流比对水翼升阻特性的影响规律, 图 8图 9分别给出了不同攻角下对NACA0015水翼施加不同吸流比的定常吸流流动控制前后升力系数和阻力系数的对比。

图 8可以看出, 对不同来流攻角下在水翼不同位置处施加的不同吸流比的定常吸流都能不同程度地增大水翼的升力。另外, 从图 9可以看出, 除了当α=20°时在水翼0.7c处施加的定常吸流反而使水翼的阻力系数增大外, 其余计算工况下定常吸流都能不同程度地实现减阻效果。结合图 8图 9可以看出, 当α=6°时, 对于在0.1c和0.3c处施加的定常吸流, 其增升减阻效果随着吸流比增大而增大, 而在0.7c处定常吸流的增升效果随着吸流比增大而明显增大, 但减阻效果却随之减小。当α=16°时, 对于在不同位置处施加的定常吸流, 其增升减阻效果均随着吸流比的增大而增大, 而且不同位置处施加定常吸流对水翼升力系数的提升效果相差不大, 但减阻效果却差别明显。当α=20°时, 对于在0.1c和0.3c处施加的定常吸流, 其增升减阻效果随着吸流比的增大而增大, 而在0.7c处定常吸流的增升效果显然不如0.1c和0.3c处, 而且并无减阻效果。

thumbnail 图8

不同吸流比对升力系数的影响

thumbnail 图9

不同吸流比对阻力系数的影响

3 定常吸流机理分析

从第2节升阻特性分析可知, 定常吸流的增升减阻控制效果主要受其所输入能量的影响, 即主要与定常吸流的开口位置和吸流比有关。因此本文将以过失速流动为例, 从不同吸流开口位置、不同吸流比2个方面分别探究定常吸流对NACA0015升阻特性的影响机理。

3.1 不同吸流开口位置

选取α=20°的过失速攻角, 分别在NACA0015水翼0.1c, 0.3c和0.7c处施加θs=90°, 吸流比Rs为0.714的定常吸流, 图 10给出了α=20°时在水翼不同位置处施加定常吸流流动控制前后不同时刻的流线及速度云图对比, 其中t为时间, T为流动周期。

图 10可知, 当α=20°时, NACA0015水翼处于较大的流动分离状态, 在水翼0.1c和0.3c处施加的定常吸流都能很好抑制水翼的流动分离, 从而改善水翼的压力分布, 显著提升了水翼的升力。而当定常吸流的开口位置在0.7c处时, 定常吸流的引入并不能明显抑制水翼的流动分离, 反而使得水翼原本较为稳定的流动分离状态开始产生周期性的涡脱现象。

thumbnail 图10

α=20°时不同时刻速度云图和流线图

3.2 不同吸流比

选取α=20°时的过失速攻角, 在NACA0015水翼0.1c处施加θs=90°, 射流比Rs分别为0.357, 0.714和1.000的定常吸流, 图 11给出了α=20°时施加不同吸流比的定常吸流流动控制前后流线及速度云图对比。

图 11可知, 当α=20°时, 随着吸流比的增大, 定常吸流抑制水翼流动分离的效果越好, 当定常吸流Rs=0.357时, 水翼上翼面靠近后缘处仍存在一块较小的流动分离区, 而当Rs=0.714和Rs=1.000时分离区几乎完全被抑制, 这是由于定常吸流的吸流比越大, 其能给予边界层及其附近流体的能量越多, 从而能更好地抑制流动分离, 改善水翼升阻特性。但据图 8c)图 9c)可知, 当定常吸流位于水翼0.7c处且Rs达1.000时, 定常吸流反而使得升阻特性变差。这主要是由于, 当定常吸流开口位于水翼0.7c处时, 吸流开口处于翼型的流动大分离区, 且距离流动分离点较远, 此时定常吸流并不能提供足够的能量与来流形成有效的耦合效应来抑制翼型的流动分离。另外, 定常吸流使得原来较为稳定的流动分离发生了较大的周期涡脱现象, 而且吸流比越大, 翼型涡脱现象越严重(如图 12所示), 从而使得水翼的压差阻力随着吸流比增大而增大, 因此当Rs达1.000时, 水翼升阻特性反而变差。

thumbnail 图11

α=20°时不同吸流比对速度云图和流线的影响

thumbnail 图12

α=20°, xs=0.1c时的速度云图和流线

4 结论

本文基于CFD方法, 采用SST k-ω湍流模型对翼身融合水下滑翔机剖面的NACA0015水翼施加定常吸流主动流动控制开展了较为详细的数值研究, 研究了不同吸流偏角、不同吸流开口位置、不同吸流比的定常吸流主动流动控制对水翼升阻特性的影响规律, 并进一步以过失速流动为例分析了不同吸流开口位置、不同吸流比的定常吸流的流动控制机理, 得到的主要研究结论如下:

1) 对NACA0015水翼施加不同吸流偏角的定常吸流都能不同程度地实现增升减阻, 增升减阻效果在θs=90°最大, 且关于θs=90°对称。对NACA0015水翼不同位置处施加的定常吸流都能不同程度地增大水翼的升力, 定常吸流开口位置越靠近水翼前缘, 其增升减阻的效果越好, 而且升力系数均随着吸流比的增大而增大。

2) 当α=20°时在NACA0015水翼0.7c处施加的定常吸流导致水翼阻力系数随着吸流比的增大而增大, 而在其余攻角和开口位置处施加定常吸流都能实现减阻, 而且阻力系数均随着吸流比的增大而减小。

3) 当NACA0015水翼处于α=20°的过失速状态时, 除了在水翼0.7c处施加Rs=1.000的定常吸流会使原本较为稳定的流动分离状态产生周期性的涡脱现象, 导致水翼的升阻特性变差之外, 其余吸流比的定常吸流均能够有效抑制水翼的流动分离, 从而改善其升阻特性。

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All Tables

表1

网格无关性验证

All Figures

thumbnail 图1

NACA0015水翼剖面定常吸流示意图

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thumbnail 图2

基态流场结构网格划分

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thumbnail 图3

升力系数计算值与实验值的对比

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定常吸流流动控制流场计算域

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定常吸流流场结构网格划分

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不同吸流偏角对升阻力系数的影响

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不同开口位置对升阻力系数的影响

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不同吸流比对升力系数的影响

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不同吸流比对阻力系数的影响

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thumbnail 图10

α=20°时不同时刻速度云图和流线图

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α=20°时不同吸流比对速度云图和流线的影响

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α=20°, xs=0.1c时的速度云图和流线

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