為提高翼型氣動(dòng)性能,提出一種仿生翅片翼型.以NACA0018為例,在翼型吸力面布置固定仿生翅片翼,分析翅片翼的相對(duì)位置、相對(duì)長(zhǎng)度結(jié)構(gòu)參數(shù)及兩者綜合效應(yīng)對(duì)仿生翅片翼改變翼型氣動(dòng)特性的能力的影響,并從流場(chǎng)角度分析仿生翅片翼的作用機(jī)理.數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明:以翅片翼的最佳控制效果作為衡量標(biāo)準(zhǔn),靠近前緣處翅片翼對(duì)大分離流動(dòng)效果顯著,靠近尾緣的翅片翼對(duì)于中度的流動(dòng)分離效果較好;相對(duì)長(zhǎng)度與翅片翼氣動(dòng)性能呈非線性關(guān)系,且長(zhǎng)度過(guò)短時(shí)無(wú)法對(duì)分離層產(chǎn)生有效分割,過(guò)長(zhǎng)時(shí)影響分離層上方的流體.當(dāng)翅片翼末端剛好接觸分離層的邊緣時(shí),控制效果最佳;仿生翅片翼的氣動(dòng)性能是由翅片翼的相對(duì)位置、相對(duì)長(zhǎng)度共同決定的,單變量的研究難以準(zhǔn)確地解釋其中的規(guī)律. 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 2019,51(07)北大核心EICSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：7 頁(yè)

【部分圖文】：

實(shí)物模型Fig．1Physicalmodel

膀?qū)α鲃?dòng)分離的控制，建立翅片翼模型，改變結(jié)構(gòu)參數(shù)并進(jìn)行氣動(dòng)特性分析．1翼型模型及數(shù)值計(jì)算1．1仿生翅片翼型模型建立在自然界中鳥(niǎo)類飛行時(shí)，在遇到俯沖或是陣風(fēng)等不同況導(dǎo)致翅膀表面的流體發(fā)生分離時(shí)，表面小的覆羽張開(kāi)以應(yīng)對(duì)流動(dòng)分離的發(fā)展及惡劣影響．基于此，本文設(shè)計(jì)出應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)的一種仿生翅片翼，如圖1所示．圖1實(shí)物模型Fig．1Physicalmodel以NACA0018翼型為基礎(chǔ)翼型，弦長(zhǎng)C=0．25m，在距翼型前緣點(diǎn)d/c倍弦長(zhǎng)處的吸力面布置長(zhǎng)為l/c倍弦長(zhǎng)的固定仿生翅片翼，如圖2所示．其中仿生翅片翼抬起角度θ．!"#$%#$$圖2仿生翅片翼計(jì)算模型Fig．2Amodelofbionicfin-wingcalculation1．2計(jì)算方法采用計(jì)算流體力學(xué)軟件ANASYSFluent17．0計(jì)算翼型所受氣動(dòng)力及周圍流場(chǎng)，采用壓力與速度耦合的方法求解N－S流動(dòng)控制方程．基于渦粘性假設(shè)，采用SSTk－ω湍流模型求解湍流附加應(yīng)力．圖3為計(jì)算域結(jié)構(gòu)與邊界條件．計(jì)算域包含兩部分:內(nèi)部近場(chǎng)區(qū)與外部遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)．內(nèi)部區(qū)域?yàn)榘霃絚的圓，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界同樣為圓形，距翼型30倍弦長(zhǎng)．選擇雷諾數(shù)為3×105，對(duì)應(yīng)來(lái)流速度為17．5m/s，介質(zhì)為不可壓縮空氣，邊界條件分別為速度入口、壓力出口，出口相對(duì)壓力為0Pa、翼型表面為無(wú)滑移壁面、內(nèi)部流場(chǎng)和外流場(chǎng)通過(guò)Interface進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞．采用基于壓力的隱式耦合求解器、Coupled算法，各物理量選擇二階離散．!!""#$!#"#$"%&’()*+,*-’&+./&00/&(1+’&+圖3計(jì)算域及邊界條件Fig．3Computationaldomainandboundaryconditions圖4為計(jì)算域網(wǎng)格．遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，近場(chǎng)?

錟Ｐ?Fig．1Physicalmodel以NACA0018翼型為基礎(chǔ)翼型，弦長(zhǎng)C=0．25m，在距翼型前緣點(diǎn)d/c倍弦長(zhǎng)處的吸力面布置長(zhǎng)為l/c倍弦長(zhǎng)的固定仿生翅片翼，如圖2所示．其中仿生翅片翼抬起角度θ．!"#$%#$$圖2仿生翅片翼計(jì)算模型Fig．2Amodelofbionicfin-wingcalculation1．2計(jì)算方法采用計(jì)算流體力學(xué)軟件ANASYSFluent17．0計(jì)算翼型所受氣動(dòng)力及周圍流場(chǎng)，采用壓力與速度耦合的方法求解N－S流動(dòng)控制方程．基于渦粘性假設(shè)，采用SSTk－ω湍流模型求解湍流附加應(yīng)力．圖3為計(jì)算域結(jié)構(gòu)與邊界條件．計(jì)算域包含兩部分:內(nèi)部近場(chǎng)區(qū)與外部遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)．內(nèi)部區(qū)域?yàn)榘霃絚的圓，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界同樣為圓形，距翼型30倍弦長(zhǎng)．選擇雷諾數(shù)為3×105，對(duì)應(yīng)來(lái)流速度為17．5m/s，介質(zhì)為不可壓縮空氣，邊界條件分別為速度入口、壓力出口，出口相對(duì)壓力為0Pa、翼型表面為無(wú)滑移壁面、內(nèi)部流場(chǎng)和外流場(chǎng)通過(guò)Interface進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞．采用基于壓力的隱式耦合求解器、Coupled算法，各物理量選擇二階離散．!!""#$!#"#$"%&’()*+,*-’&+./&00/&(1+’&+圖3計(jì)算域及邊界條件Fig．3Computationaldomainandboundaryconditions圖4為計(jì)算域網(wǎng)格．遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，近場(chǎng)區(qū)為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格．所有流體域全部采用ICEM劃分的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格．整體流域的網(wǎng)格數(shù)約120000，為便于湍流模型捕捉邊界層流動(dòng)，翼型表面第一層網(wǎng)格高度設(shè)為0．00001m，對(duì)應(yīng)y+值約為1．(a)外流域網(wǎng)格(b)翼型周圍網(wǎng)格(c)翅片翼周圍網(wǎng)格圖4計(jì)算域網(wǎng)格Fig．4Themeshincomputationaldomain2適應(yīng)性驗(yàn)證2．1網(wǎng)格無(wú)關(guān)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]鯊魚(yú)盾鱗肋條結(jié)構(gòu)的減阻仿生研究進(jìn)展[J]. 劉博,姜鵬,李旭朝,桂泰江,田黎,秦松.  材料導(dǎo)報(bào). 2008(07)

博士論文
[1]長(zhǎng)耳鸮翅膀氣動(dòng)與聲學(xué)特性及其仿生應(yīng)用研究[D]. 廖庚華.吉林大學(xué) 2013

碩士論文
[1]鋸齒尾緣葉片空氣動(dòng)力特性的數(shù)值模擬研究[D]. 張學(xué)迅.中國(guó)科學(xué)院研究生院（工程熱物理研究所） 2013



本文編號(hào)：3429411