带仿生微沟槽翼型流动特性的数值及实验研究

发布时间：2020-04-21 03:48

【摘要】：在航空航天及流体机械等领域,因为翼型阻力和气动噪声的存在,综合能源利用率往往不高,因此需要通过研究翼型表面的流场控制来实现阻力减小及气动噪声降低。本文根据鲨鱼表皮盾鳞结构,通过曲线拟合的方法得到单个仿生曲面沟槽的二维函数,并将其应用于NACA0012翼型表面,建立三种带仿生沟槽的翼型模型,分别定义在翼型0.35-0.40倍弦长、0.50-0.55倍弦长、0.65-0.70倍弦长位置处布置仿生沟槽的翼型为Airfoil-H1翼型、Airfoil-H2翼型和Airfoil-H3翼型。本文使用大涡模拟对三种带仿生沟槽结构的翼型进行数值模拟,并从翼型时均压力系数分布、时均法向速度分布、时均壁面剪切应力分布、瞬时速度云图、脉动速度云图及流线图、涡结构等角度,主要探究了在6°攻角、24m/s和30m/s速度下仿生沟槽结构及其布置位置对翼型流动特性和气动性能的影响,同时从阻力系数、升阻比的角度探究仿生沟槽结构的减阻效果。结果表明:24m/s时Airfoil-H1翼型减阻率达到16.99%,升阻比增加16.34%,升力系数仅降低3.43%;30m/s时Airfoil-H2翼型的减阻率达到18.09%,升阻比增加18.86%,升力系数仅降低2.63%。这是因为Airfoil-H1翼型与Airfoil-H2翼型可有效缩短分离区范围,使流体尽早在翼型尾缘前端再附着,并减少尾迹流动损失,从而使流体恢复良好的流动特性。当流体速度由24m/s增加至30m/s的过程中可以发现,综合气动性能最优的翼型也逐渐由Airfoil-H1翼型向Airfoil-H2翼型过渡,说明仿生沟槽布置位置与流体速度有一个最佳的匹配值。翼型表面流动特性的改善同样会对其气动噪声产生一定的影响。在确定仿生沟槽结构能够改善翼型表面流动特性,且具有良好减阻效果基础上,通过LES+FW-H方法对翼型进行气动噪声预测,从瞬时声压、接收点处声压级、功率谱密度、总声压级的角度探究仿生沟槽结构对翼型气动噪声的影响,并从脉动压力云图、涡量云图角度分析其降噪机理。结果表明:在6°攻角24m/s速度下,相较于光滑翼型,Airfoil-H1翼型声压级峰值降低4dB,总声压级降低3.83dB,降幅为7.76%。这是因为Airfoil-H1翼型减弱了翼型表面压力脉动,且翼型表面涡量带高度明显降低,尾缘的涡量带明显变窄,降低了翼型表面边界层—涡脱落噪声。而Airfoil-H2翼型降噪效果不明显,Airfoil-H3翼型反而会增加翼型气动噪声。最后通过实验验证沟槽内部漩涡的存在,证实沟槽内部存在的漩涡顶部流体运动方向与主流运动方向一致,起到了类似“滚动轴承”的作用,使边界层内流体受壁面粘性阻力作用减弱,从而减小流体能量耗散。
【图文】：

结构图,鲨鱼皮,沟槽,无量纲

图 2-1 鲨鱼皮盾鳞结构图 2-2 高倍镜下观测到的鲨鱼皮单个盾鳞结构alsh等[33]通过实验研究沟槽尺寸对减阻效果的分析结论，本无量纲高度 h+≤ 25，无量纲间距 s+≤ 30 时，仿生沟槽结构。所以需要对式 2-10 进行等比例缩放，调整确定仿生沟槽结定无量纲壁面单位 K：

鲨鱼皮,沟槽结构,无量纲,内尺度

图 2-2 高倍镜下观测到的鲨鱼皮单个盾鳞结构借鉴 Walsh等[33]通过实验研究沟槽尺寸对减阻效果的分析结论，本文需要保内尺度无量纲高度 h+≤ 25，无量纲间距 s+≤ 30 时，仿生沟槽结构才会有较阻作用。所以需要对式 2-10 进行等比例缩放，调整确定仿生沟槽结构的最终首先规定无量纲壁面单位 K：Ku (2-1wu (2-12 0.250.0225 ( )wUU (2-10.2 0.20.37 x ( ) 0.37 xReUx (2-1公式 2-13 和 2-14 为经验公式，以上公式中为流体运动粘度，，m2/s，u 为翼
【学位授予单位】：华北电力大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：TK05

【参考文献】