雙元素翼帆推進(jìn)特性的數(shù)值仿真研究

1代風(fēng)助航船舶流動控制方法硬翼船是一種新型的無動力游輪推進(jìn)器。由于其環(huán)保節(jié)能的特點，它已被廣泛應(yīng)用于各種大型船只上。1980年日本將兩個高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”號上，經(jīng)過四年實際航行證明：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控制方法，可分為主動控制和被動控制。主動控制方法已經(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)動時的氣動特性，本文主要開展在船舶靜水航行時翼帆的推進(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于二元素翼帆外流場的影響，其計算域必須保證足夠大，本文選定的計算域為長方體（32c×30c×10c），如圖5所示，翼帆前緣到計算域進(jìn)口的距離是12c，翼帆尾緣到計算域出口的距離是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。考慮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翼帆展向流場的影響且考慮到計算成本，計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)特性和流動情況，采用ANSYSICEM非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對計算域模型進(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)域的流動情況，對間隙網(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)測非定常工況時旋渦的流動情況，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)與實驗結(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，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)：傾斜滑動軸的位置對飛機(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°時不同襟翼偏轉(zhuǎn)軸位置時，翼帆在中截面的流線分布，如圖14所示。可以發(fā)現(xiàn)，在X圖15為不同襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置時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，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，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，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壓力和階段失速時壓力分布的變化通過研究襟翼幾何參數(shù)對二元素翼帆推進(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，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，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)相對縫隙寬度為2.4%時襟翼旋轉(zhuǎn)軸位置為85%時較為合理。(3）襟翼偏轉(zhuǎn)角為15°，攻角為15°時，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，當(dāng)X縫隙寬度是影響主翼尾流分離和襟翼吸力面流動分離的重要因素，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