DOC《文章编号：2095-1428(2013)01-0001-04(6号黑体)》

junction flow;

roughness elements;

flow control(5号Times New Roman) (正文5号宋体)角区结构广泛存在于航空飞行器及动力装置中;

如飞机上机翼与机体的连接处、发动机压气机或涡轮中的叶片根部等都是典型的角区结构.由于粘性作用与逆压梯度的存在,角区中边界层产生三维分离流动,流场中会出现具有复杂的演化机理的马蹄涡结构[1-3].因此不管是在理论基础研究中还是在工程实际应用上,研究角区流动都具有较高的学术价值[4].一般马蹄涡结构会对系统性能产生不利地影响,如引起流动噪音增强、系统结构振动失稳和增加热损失等,为此近些年来许多学者针对如何消弱甚至消除角区马蹄涡强度的流动控制方法进行了大量地研究.研究的载体大多是由简化了的圆柱C平板或叶片C平板所组成.利用叶片上游平板的空腔结构[5]、减小圆柱头部的钝度[6]、在圆柱前附加小圆棒[7]或倾斜棒[8-9]减小压差阻力等方法都可以减弱圆柱前马蹄涡结构;

而利用文氏管引射叶片根部的流体[10]、叶形后掠[11]、叶片前增加类似三角翼的结构[12]或整流片[13]等方法亦能够达到消弱叶片根部马蹄涡结构的目的.同样本文为方便研究叶片根部的马蹄涡结构及其控制方法,继续沿用由(前端是长短轴比为3:2的椭圆接NACA0020翼型尾部构成[14])Rood翼型所组成的叶片C平板结构作为研究载体.

1 计算模型(一级标题4号宋体) 图1所示为叶片-平板结构,相应的计算域尺寸与网格见图2.来流速度Uref方向沿X轴从左至右,在X轴两侧对称地布置Rood翼型叶片,翼型前缘顶点位于坐标原点处,叶片高为0.2m,弦长为0.255m,厚度T=0.06m.在叶片上游距离前缘位置d处放置两排由高为h、边长为0.02m的小方块所组成的粗糙元;

两排粗糙元之间相互错开且间距为0.02m(图1b).本文通过改变粗糙元的位置d和高度h两个参数来实现不同的控制工况,其中d分别取d/T=2/

3、d/T=

1、d/T=4/3,h分别取h/T=1/

30、h/T=1/

20、h/T=1/

15、h/T=1/12. (a) sketch map (b) top view 图1 模型尺寸(单位:米) 图2为计算域网格的划分情况,靠近壁面处采用边界层网格,第一层网格高设为0.1mm,沿高度网格增长率设为1.1倍,总网格数为200万左右.计算时选用剪切应力输运(SST kCω)湍流模型,该模型适用范围广,可以用于带逆压梯度的流动计算与翼型扰流计算等.采用压力基隐式求解器,速度和压力的耦合采用SIMPLE算法,各参数离散采用二阶迎风格式.设入口速度为30m/s,出口采用压力出口.马蹄涡涡心的坐标用Xv和Yv表示,定义涡量系数,表面摩擦系数,其中是涡量,T是叶片厚度,是壁面剪切应力. 图2 计算域与网 2.结果与分析 2.1 计算结果验证(二级标题小4黑体) 以入口速度Uref=30m/s为参数,计算当叶片厚度T是特征尺度时的雷诺数为1.2(105,并且当叶片中心距平板前缘的长度是特征尺度时的雷诺数为1.35(106,由文献[14]可判断出叶片根部流动状态是湍流形式的.对于不加粗糙元的基本流态来说,其叶片前对称面内(Z/T=0)的速度矢量与流线分布如图3所示,其中VM表示了流动速度矢量大小,相应的流动结构与文献[15]所提到的相一致. 图3 Z/T=0平面内基本流态速度矢量和流线图 为证明计算结果的可信性,参考文献[14]的实验结果与本文计算结果的对比情况如图4所示.选用的是叶片上游对称面内(Z/T=0)不同位置的流向速度U/Uref的结果进行比较.可以看出数值模拟与实验结果虽有一定的差别,但大体上还是比较吻合的,在回流区的大尺度流动结构上的曲线趋势是基本一致的,说明本文所绘制的网格和所选的湍流模型具有一定的参考价值,后续的计算结果是比较可靠的. 图4 Z/T=0平面内基本流态U/Uref的计算数据与实验数据[14]对比 2.2 粗糙元位置的影响 与速度矢量相比,涡量更容易显示出马蹄涡的空间分布,图5a是h/T=1/20粗糙元处于不同位置时叶片上游对称面内(Z/T=0)的涡量分布图,在叶片上游增加粗糙元,在粗糙元之间和顶部产生纵向涡和横向涡的漩涡结构,对流场的扰动增加,因此有效地改变了漩涡的空间尺度与马蹄涡的涡心涡量.基本流态时的主马蹄涡涡心处Cv=-38(图5a1);