減緩葉片流動(dòng)分離已成為當(dāng)前提高葉輪設(shè)備運(yùn)行效率與安全性的主要措施。自適應(yīng)襟翼仿生自鳥類翅膀上的羽毛,其在翅膀出現(xiàn)流動(dòng)分離時(shí)受回流沖擊向上抬起,進(jìn)而阻止流動(dòng)分離的發(fā)展�；跀�(shù)值模擬所得到的襟翼表面壓力分布規(guī)律,提出了合成力矩控制方法用以改進(jìn)襟翼流動(dòng)控制效果,并結(jié)合已有的線性力矩控制方法,驗(yàn)證了上述2種方法在不同流動(dòng)分離過(guò)程中提升襟翼作用效果的有效性。結(jié)果表明:2種改進(jìn)方法均能夠有效提升襟翼的流動(dòng)控制效果,其中合成力矩方法整體表現(xiàn)較好,且能夠避免自由運(yùn)動(dòng)襟翼在流動(dòng)分離較小時(shí)的過(guò)度抬起;此外,自適應(yīng)襟翼在大攻角時(shí)還通過(guò)延后分離渦的生成與脫落,減弱了分離渦的影響,從而使升阻力系數(shù)波動(dòng)幅度降低。 

【文章來(lái)源】：中國(guó)電機(jī)工程學(xué)報(bào). 2020,40(14)北大核心EICSCD

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原始翼型上仰過(guò)程中不同網(wǎng)格對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)變化t/s02413

第14期郝文星等：自適應(yīng)襟翼流動(dòng)控制改進(jìn)方法的提出與驗(yàn)證4539發(fā)現(xiàn)，某些鳥類在應(yīng)對(duì)陣風(fēng)或準(zhǔn)備著陸時(shí)，其翅膀上表面的羽毛處于向上抬起的狀態(tài)。進(jìn)一步研究發(fā)現(xiàn)，此時(shí)上表面羽毛受流動(dòng)分離區(qū)域回流影響而抬起，并阻止了分離流體向前緣方向的發(fā)展，從而減緩流動(dòng)分離[9]。自適應(yīng)襟翼常被簡(jiǎn)化為結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的剛性平板，鉸接于葉片表面，由流體作用力矩驅(qū)動(dòng)，無(wú)需控制系統(tǒng)與能量輸入，還可在小攻角附著流時(shí)保持葉片原有外形[10]。圖1鳥類翅膀上羽毛受流動(dòng)分離抬起Fig.1Upliftofthefeathersonbird"swingbyflowseparation1996年，Patone等[11]率先開展了自適應(yīng)襟翼應(yīng)用于葉片流動(dòng)分離控制的研究，結(jié)果表明：大攻角流動(dòng)分離時(shí)，襟翼自適應(yīng)抬起并阻止分離回流，從而減緩流動(dòng)分離并提高升力。2002年，Bramesfeld等[12]開展了自適應(yīng)襟翼控制效果與控制機(jī)理的實(shí)驗(yàn)研究，并獲得了自適應(yīng)襟翼使翼型升力系數(shù)提升20%的效果；通過(guò)對(duì)翼型表面的壓力監(jiān)測(cè)，發(fā)現(xiàn)壓力在襟翼鉸點(diǎn)處出現(xiàn)斷層，上游壓力減小，下游壓力增大。接著，Meyer等[13]采用數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法較為全面地研究了自適應(yīng)襟翼的流動(dòng)控制效果，并指出襟翼處于氣動(dòng)平衡狀態(tài)時(shí)，即僅受空氣流動(dòng)作用的自由運(yùn)動(dòng)襟翼最終穩(wěn)定狀態(tài)，控制效果并未達(dá)到最佳，但未給出相應(yīng)解釋。2010年，Schlüter[14]分析了襟翼在SD8020、NACA4412與NACA0012共3種不同失速特性翼型上的流動(dòng)控制特點(diǎn)，結(jié)果表明，對(duì)于較薄的NACA0012翼型，自適應(yīng)襟翼使得流動(dòng)分離更為平緩，且研究范圍內(nèi)升力系數(shù)隨攻角增大無(wú)明顯下降。此外，Wang等[15]與Arivoli等[16]還開展了自適應(yīng)襟翼在不同展弦比葉片上的研究，結(jié)果表明，?

。對(duì)于翼型主體上仰過(guò)程，翼型由初始角度12°勻速上仰至20°。為盡量減小動(dòng)態(tài)失速效應(yīng)，以減小影響襟翼控制效果的不確定因素，文獻(xiàn)[21]要求攻角變化速率小于5.6°/s，本文攻角變化速率設(shè)置為2°/s。對(duì)于豎直方向來(lái)流速度增大的流動(dòng)分離過(guò)程，首先設(shè)定翼型靜止于水平來(lái)流攻角12°位置，且保證速度u不變，速度v由0m/s歷時(shí)4s勻速增大至與攻角20°對(duì)應(yīng)的2.46m/s，攻角近似由12°勻速增大至20°。wu(a)來(lái)流不變，翼型主體上仰wvu(b)來(lái)流變化，翼型主體靜止圖42種翼型流動(dòng)分離模型Fig.4Twomodelsofairfoilflowseparation1.3流場(chǎng)計(jì)算方法由于流場(chǎng)為低速流場(chǎng)(不考慮流體壓縮性)且不涉及傳熱，能量方程無(wú)需求解。因此對(duì)流體的計(jì)算主要基于納維-斯托克斯(Navier-Stokes，N-S)流體控制方程，即連續(xù)性方程與動(dòng)量方程。流場(chǎng)中湍流的處理是精確捕捉流動(dòng)分離的關(guān)鍵。由于湍流較難直接求解，為體現(xiàn)其對(duì)流動(dòng)的宏觀影響，現(xiàn)階段較為常用的簡(jiǎn)化方法是時(shí)間平均法與空間平均法。雷諾時(shí)均法(Reynolds-AveragedNavier-Stokesequations，RANS)將湍流脈動(dòng)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)平均處理，并把湍流中的瞬時(shí)量分解為平均量與脈動(dòng)量，相當(dāng)于在N-S方程增加了脈動(dòng)速度相關(guān)項(xiàng)()ijjuux，該項(xiàng)將基于渦粘性假設(shè)，采用湍流模型求解。空間平均法以大渦模擬(largeeddysimulation，LES)方法為代表，采用亞格子模型求解小尺度的

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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