基于NACA6408翼型设计的S形翼型绕流分析

吴帅桥，王世明

（上海海洋大学上海 201306）

摘要：本文以NACA6408翼型为基本翼型，通过反向对接法形成S形翼型。使用ANSYS中的Fluent模块对S形翼型进行了绕流仿真，分析S形翼型在不同攻角下的流场流线分布特点和压力分布特点，最后对比S形翼型在不同攻角下升力系数、阻力系数和升阻比的变化特点。由分析得知，S形翼型流场流线分布较均匀，边界层分离点随着攻角增加而向前移动，上下表面存在的压力差可使翼型产生向上的升力。

关键词：S形翼型、绕流仿真、模型

This paper takes the NACA6408 airfoil as the basic airfoil, and forms the S-shaped airfoil by the reverse docking method. Using the Fluent module in ANSYS to simulate the S-shaped airfoil, the velocity streamline distribution characteristics and pressure distribution characteristics of the S-type airfoil are analyzed at different attack-angles. Finally, the lift Coefficients of the S-shaped airfoil、 drag coefficients of the S-shaped airfoil and Lift-to-drag ratio of the S-shaped airfoil were compared at different attack-angles .According to the analysis, the streamline distribution of the S-shaped airfoil flow field is uniform, and the separation point of the boundary layer moves forward with attack angle increasing . The pressure difference between the upper and lower surfaces can cause the airfoil to generate upward lift.

Keyworks:S-shaped airfoil、simulation、 model

1引言

目前大部分水轮机只可在正向运行时获能较高，在反向运行时获能较低^[^][^]。对于潮流、潮汐等海流有往复运动的特点，设计可双向运行的水轮机可增加水轮机的获能效率。叶片是水轮机的主要部件，其性能直接影响水轮机的性能，叶片截面形状称之为翼型^[^]。

单向运行的水轮机叶片通常采用NACA翼型进行设计^[^]。NACA翼型在逆向运行时，流体绕流不顺畅，所以叶片反向性能很差，获能效率很低。而如果将翼型设计成前部向上拱，后部向下拱，则翼型在反向运行时，流体绕流会变的顺畅^[^]^[^]。这种具有两个拱形的翼型外形呈现S形，所以通常称之为S形可逆翼型^[^][^]。使用可逆翼型设计的水轮机在正向运行时和反向运行时都能有较高的获能效率。

2翼型设计

NACA6408翼型相对弯度为NACA6408为6%、最大厚度为8%。使用Profili软件生成三种翼型的数据点，然后将数据点导入Solidworks三维软件中，再使用曲线命令生成翼型曲线，如图2-1（a）。

翼型的曲率影响着绕流特性，对翼型的升力系数、阻力系数影响最大，NACA6408翼型最大曲率在翼型前部，因此该翼型截取位置选择在翼型的中后部较为理想，所以本文截取截取位置选择在翼弦的60%处。由NACA6408翼型生成的S形翼型如图2-1（b）。

（a）

（b）

图2-1 翼型形状

Figure 3-1 Shape of airfoil

3. Fluent数值仿真

3.1湍流模型选择

在CFD数值模拟仿真中，动量方程（N-S方程）描述流体的运动很准确，但是会耗费大量的计算时间与人员精力，而实际应用工程中，流体流动随着时间变化的平均特性是分析人员关注的重点。雷诺提出了流体流动平均概念，建立了雷诺时均方程法（RANS）。雷诺时均方程其将流场随时间的变化量，看成是由脉动量和时均量构成成。在流体连续性方程和动量方程中应用雷诺时均方程（RANS）法，可以得出湍流控制方程。目前在实际工程中人们应用比较广泛的湍流模型那有W.p.jones与B.E.Launder提出的模型和模型，其中又分为标准模型、RNG 模型^[^]。本文在翼型仿真中应用的是RNG模型。

模型中流动能微分方程为：

（2-35）

RNG模型中脉动动能耗散率的微分方程为：

（2-36）

RNG模型中系数、、、取值分别为：，，，，，，，，

RNG模型在脉动动能耗散率的微分方程为的微分方程中考虑了湍流漩涡，有效的提高了计算的精度。

3.2参数设置

使用ANSYS软件中的Fluent模块对可逆翼型进行数值仿真，网格采用的是非结构网格，格数量为85210，流场区域网格如图3-2所示。为使得仿真更加贴近真实情况，本文将翼型边界inflation设置为7。

（a）（b）

图3-21 流场区域网格

Figure 3-1 the grid of Flow field

湍流模型选中的RNG模型，流体介质选为水。入口边界条件设置为velocity-inlet，流体流速取1.5m/s。出口边界条件选择pressure-outlet，gauge Pressure设为0。翼型边界条件设置为wall。

4.数值仿真结果分析

4.1流场速度流线分析

绘制S形翼型在不同攻角下的速度流线图，如图4-1所示，图中蓝色表示低流速，红色表示高流速。

（）（）

图4-1不同攻角下S形翼型的速度流线分布

Figure 4-1 Velocity Sreamline distribution of the S- airfoil at different Attack -angles

S形翼型流场流线分布较为均匀，在攻角为8°时，高流速区域有两个，一个在上翼面前部，另一个是在下表翼面后部。其他攻角下，也都有两个高流速区域，且都在上翼面前部和下翼面后部。上翼面前部和下翼面后部向外凸出，导致这两处流管减小，所以这两处流速会增加，且上翼面前部高流速区域大于下翼面后部高流速区域。随着攻角的增加，上翼面前部高流速区域先减小后增加，并向前缘移动，下翼面后部高流速区先减小后增加并向后缘移动。

攻角在0°到8°之间时，翼型中部流速较其他位置低。有两个原因可以解释这种现象：第一，攻角在0°到8°之间时，翼型的边界层还没有分离，翼面上还有流体流动；第二，翼型中部向内凹导致流管增大。

攻角为16°时，翼型边界层分离变得明显，分离点在翼弦25%处；攻角为20°时，翼型边界层分离点在翼弦的10%处，由此可知，S形翼型边界层分离点会随着攻角增大向前移动。攻角为24°时翼型旋窝大于攻角为20°时翼型旋窝，由此可知，S形翼型的旋窝会随着攻角的增加而变大。

边界层内翼型所受的摩擦力较小，保持较长的边界层可以使得翼型所受阻力减小。边界层分离后，翼型的前后会有压差阻力产生。压差阻力和摩擦阻力构成翼型的阻力，当边界层分离后翼型阻力会急剧增大。

4.2流场压力分析

绘制S形翼型在不同攻角下的压力云图，如图4-1所，图中蓝色区域表示低压，红色表示高压。

（）

（）（）

图4-1不同攻角下S形翼型的压力分布

Figure 4-1 pressure distribution of the S- airfoil at different Attack -angles

流场压力和流速关系理论解释到，当流体速度快时流体压力会减小，而流体速度慢时流体压力会增加，所以S形翼型流场有两个低压力区域，一个在上翼面前部，另一个在下翼面后部，且上翼面前部低压区域大于下翼面后部低压区。因为上翼面流场压力小于下翼面流场压力，所以可逆翼型也会生产向上的升力。随着着攻角的增加，上翼面低压区不断减小，下翼面低压区不断减小直至消失，下翼面高压区不断增大，因此翼型的升力会不断增加。

由的流线分布和压力分布可知，对称上表面前部拱形和下表面后部拱形都会影响流体的流动，并且在工作攻角内，上下翼面存在压力差，可使翼型产生升力，因此S型翼型可以应用于双向水轮机叶片设计中。

4.3升力系数、阻力系数分析

绘制S形翼型的升力系数曲线和阻力系数曲线，如图3-4所示，绘制S形翼型攻角由0°到20°升阻比曲线图，如图3-5所示

图4-4 图4-5

由图3-4可以看出，S形翼型的升力系数先增大后减小，攻角为16°时S形翼型升力系数达到最大值。S形翼型的阻力系数随着攻角的增加一直呈正大趋势，在攻角12°后翼型的阻力系数增加迅速，这种变化特点是由于边界层分离后阻力迅速增加产生的。由图3-5可以看出，S形翼型的升阻比先增大后减小，攻角为12°时S形翼型的升阻比达到最大值。由升力系数可再次证明，S形翼型在一定的攻角范围内能够产生向上的升力，所以S形翼型可以应用于双向水轮机叶片设计。