基于仿鴿子翼型的風(fēng)力機葉片結(jié)構(gòu)氣動性能分析

于洪文，徐成宇

（長春理工大學(xué) 機電工程學(xué)院，長春 130022）

隨著世界經(jīng)濟的突飛猛進，地球上可用的自然資源趨于耗盡，能源消耗出現(xiàn)總量和人均消耗量同步增長的趨勢[1］?？稍偕茉吹陌l(fā)展已成為不可避免的問題。作為可再生的綠色能源，風(fēng)能有效地抑制了環(huán)境污染，被大規(guī)模商業(yè)利用，對于風(fēng)力機輕風(fēng)啟動，有效利用風(fēng)能的研究非常具有現(xiàn)實意義。

目前各國學(xué)者對于風(fēng)力機葉片的研究主要都是控制葉片表面的流場，以此達到提高升力、降低阻力的目的。仿生思想的出現(xiàn)讓人類文化發(fā)生巨大改變[2-5］，如仿魚類形骸制造船只，仿鳥類翅翼制造飛機機翼，仿蝙蝠的聲波定位制造了雷達等等。從十九世紀(jì)全球首臺風(fēng)力發(fā)電機出現(xiàn)至今，隨著技術(shù)的成熟，對于葉片的減阻主要有仿鯊魚皮的條紋減阻[6］；海豚表面柔順壁減阻及壁面震動減阻。傳統(tǒng)風(fēng)力機葉片外輪廓十分側(cè)重光順，這種形式會使得葉片輪廓的流體由中心向翼尖的徑向運動，有些學(xué)者在風(fēng)力機葉片上安裝了翼刀，利用翼刀使氣流轉(zhuǎn)變?yōu)槿~片的推動力[7］。

鸮形目鳥類寬大的翅膀使得飛行靈活自如；鸮類翼羽具有序貫排列的特征，使得鸮的飛行快速無聲，被稱為自然界中的夜間“隱形飛行器”，與這一特點相適應(yīng)的是鸮類特有的翼羽序貫羅列形成的凹凸結(jié)構(gòu)前緣，使流體順著翼羽的方向運動，阻止流向渦的展向運動，對鸮類的減阻降噪發(fā)揮了作用[8］；通過研究發(fā)現(xiàn)鴿子的羽毛表面有一個典型的非光滑結(jié)構(gòu)，羽毛沿著羽軸呈現(xiàn)放射狀模式分布[9］，形成了表面凹凸結(jié)構(gòu)外緣。本研究依據(jù)仿生耦合技術(shù)[10-13］，基于NACA0015翼型數(shù)據(jù)及鴿子前緣序貫排列結(jié)構(gòu)通過圖1路徑進行優(yōu)化，設(shè)計連續(xù)的仿生耦合凹凸結(jié)構(gòu)，使得前緣產(chǎn)生反向旋轉(zhuǎn)渦，抑制湍流，提高翼型升力。

圖1 仿生翼型設(shè)計流程

1 翼型數(shù)據(jù)提取及優(yōu)化

通過逆向工程對鴿子翅翼進行點云數(shù)據(jù)提取，設(shè)備為長春中銳汽車零部件有限公司三綜合實驗室的法如HD藍光三維掃描儀，如圖2所示，儀器精度為0.01mm，測量范圍為1.81m，內(nèi)置觸摸屏PC及攜帶高精度三維掃描頭。利用光學(xué)原理非接觸式點數(shù)據(jù)測量方法，這種方法主要應(yīng)用于表面復(fù)雜性和表面變化大對精度要求不高的物理測量[14］。

通過測量鴿子翅翼寬170mm、翼展長為252mm，如圖3所示，進行點云數(shù)據(jù)采集后進行數(shù)據(jù)擬合，運用逆向軟件CATIA對數(shù)據(jù)處理，生成高質(zhì)量的曲線，利用創(chuàng)成式外形設(shè)計和自由曲面生成最優(yōu)曲面。

圖2 法如HD藍光三維掃描儀

圖3 鴿子翅翼

2 仿生翼型葉片分析設(shè)計

2.1 流體動力學(xué)分析

當(dāng)流體流過翼型葉片時，翼列速度三角向量關(guān)系圖如圖4所示。在切線方向以速度u運動，流體以速度W1及入口角β1流入翼列，以速度W2及出口角β2流出翼列，推導(dǎo)計算示意圖如圖5所示[15］。

圖4 旋轉(zhuǎn)翼列對流體作用圖

圖5 葉片計算示意圖

其中：

W1：流體流入葉片的相對速度，m/s；

W2：流體流出葉片的相對速度，m/s；

W∞：流體流經(jīng)葉片的相對平均速度，m/s；

W1u：W1徑向速度分量，m/s；

W2u：W2徑向速度分量，m/s；

W∞u：W∞徑向速度分量，m/s；

△Cu：流體經(jīng)過翼列的徑向速度差，m/s；

u：翼列旋轉(zhuǎn)速度，m/s；

Cm：軸向的速度分量，m/s；

H：升力，N；

CL：升力系數(shù)；

通過分析，升力可以表示為：

ρ：流體密度，Kg/m3；

b：葉片展長，m；

S：葉片節(jié)距，m；

根據(jù)以上公式，可以推導(dǎo)出S和c對CL的影響。

2.2 仿生翼型葉片設(shè)計

圖6 翼型結(jié)構(gòu)示意圖

圖7 翼型模型

2.3 劃分網(wǎng)格

仿真翼型計算域應(yīng)用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格實行離散，依據(jù)翼型的外部特征，為了使劃分的計算域不影響計算結(jié)果分析，計算域前端到達翼型為12.5C，后端到達翼型為20C，兩端面到達翼型為15C[16］，為了使仿真數(shù)據(jù)更加真實，對翼型網(wǎng)格進行加密細化。

3 翼型求解及結(jié)果分析

3.1 求解及邊界條件

本文選取標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下，溫度為298.15K，密度為1.225Kg/m3，雷諾數(shù)為1.58×105，馬赫數(shù)為0.073，來流攻角為16°進行流場分析。在翼型模擬過程中使用流固耦合法，選用Shear Stress Transport（SST）湍流模式進行求解。邊界條件設(shè)置：翼型計算域的入口及出口選擇壓力遠場，由于風(fēng)力機工作環(huán)境影響，馬赫數(shù)設(shè)置為0.073、來流攻角為16°；翼型設(shè)定為固定壁面，與翼型連接兩側(cè)面設(shè)為對稱面，粗糙度為0.02mm條件下進行流場分析。

3.2 數(shù)據(jù)結(jié)果對比

標(biāo)準(zhǔn)大氣壓、馬赫數(shù)為0.073條件下最為接近風(fēng)力機工作環(huán)境，在這種情況下實行空氣特性剖析，計算結(jié)果比較符合實際工況；翼型表面壓力分布如圖8所示。從表面壓力云圖8可以分析出翼型周身壓力分布的差異，負(fù)壓區(qū)主要分布在上輪廓，而且主要存在在前緣部分，上輪廓較大的負(fù)壓迫使翼型上升。通過對比翼型表面壓力云圖可知，在仿生翼型下輪廓區(qū)域壓力分布基本相同，上輪廓有很大的負(fù)壓區(qū)，因為這個壓差仿生翼型比NACA0015升力有較好的表現(xiàn)。而且在馬赫數(shù)為0.075、來流攻角16°條件下NACA0015翼型升力系數(shù)為0.0192、前緣凸起0.85C翼型升力系數(shù)為0.0218、后緣凸起0.85C翼型升力系數(shù)為0.0255、前后緣凸起0.9C翼型升力系數(shù)為0.0229。

在距離翼型根部0.09m處建立截面，通過CATIA軟件測量翼型數(shù)據(jù)迎風(fēng)面積，發(fā)現(xiàn)NACA0015翼型迎風(fēng)面積為0.019m2，但前緣凸起0.85C翼型和前后緣凸起0.95C翼型迎風(fēng)面積均為0.018m2；圖9為翼型0.09m截面靜壓力云圖，可以分析出，由于仿生翼型前端凹凸結(jié)構(gòu)減小了迎風(fēng)面積，從而降低了壓差阻力；而且由于仿生翼型前端流速大，在表面形成了很大的壓差現(xiàn)象。圖10為翼型0.09m截面速度流線圖，從圖中可以看出，由于翼型前端表面速度很大，而且NACA0015翼型上表面氣流分離造成了一部分升力的損失；仿生翼型表面速度明顯大于NACA0015翼型，從而減小阻力、提高升力。

在馬赫數(shù)0.073、來流攻角為16°條件下，NACA0015翼型與仿生翼型氣動參數(shù)曲線如圖11（a）、圖11（b）所示。后緣凸起翼型隨著改變結(jié)構(gòu)弦長的增加阻力系數(shù)增大，但升阻比呈現(xiàn)減小的趨勢，當(dāng)改變結(jié)構(gòu)弦長為0.85C時，后緣凸起翼型升阻比達到最大值9.223。

圖8 翼型上下表面壓力云圖

圖9 0.09m截面靜壓力云圖

圖10 0.09m截面流線圖

圖11 NACA0015與仿生翼型阻力系數(shù)、升阻比變化圖

表1 NACA0015與仿生翼型各氣動參數(shù)變化

翼型周身剪切力的數(shù)值可以直觀反映翼型周身的摩擦數(shù)值，翼型周身剪切數(shù)值越高，則周身遭遇的摩擦越大；圖12為翼型剪切力云圖，NACA0015翼型前端遭遇的剪切數(shù)值與仿生翼型相比，仿生翼型前端遭遇的剪切數(shù)值較大，這表明翼型周身遭遇的摩擦數(shù)值也較高，那么在前端的氣流會發(fā)生劇烈的變化而造成較大的負(fù)壓區(qū)。翼型受到的阻力是由于摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力造成。渦流是形成誘導(dǎo)阻力的主要原因，由于上輪廓的流速快且壓力小，而下輪廓的流速慢且壓力大，使得臨近上輪廓流體向速度低的下輪廓空間運動，而下輪廓的流體向?qū)α⒌姆较蜻\動，所以在流過翅翼表面后產(chǎn)生漩渦，形成誘導(dǎo)阻力。雖然摩擦力增加，但仿生翼型凹凸結(jié)構(gòu)減小了迎風(fēng)面積，對于流體進行了有效切割，降低壓差阻力，促使仿生翼型的總阻力降低。當(dāng)馬赫數(shù)為0.073、來流攻角16°時，表1直觀的體現(xiàn)出仿生前緣凸起翼型平均減阻率為8.11%，仿生后緣凸起翼型平均減阻率為11.15%，仿生前后緣凸起翼型平均減阻率為12.59%；仿生翼型總平均增升率為31.98%。

圖12 翼型Wall-shear云圖

圖13 NACA0015與仿生翼型表面流線圖

在馬赫數(shù)為0.073、來流攻角16°條件下，翼型表面流線圖如圖13所示，翼型表面大部分氣流是沿翼型弦長方向流動的，在經(jīng)過前緣突起的氣流形成了相對明顯的沿翼展方向流動的現(xiàn)象。沿翼型由前緣向尾緣觀察渦流現(xiàn)象越來越不明顯，這是由于尾緣區(qū)域風(fēng)速增加導(dǎo)致的現(xiàn)象。仿生翼型對表面流體起到了有效改善，改變結(jié)構(gòu)的翼型對提高升力，降低阻力有了很大的提高。

4 結(jié)論

運用ANSYS仿真模擬方法對NACA0015翼型與仿生翼型空氣動力特性進行分析，通過分析得出了翼型上下表面壓力分布、表面流場變化、剪切應(yīng)力分布及增升減阻各氣動系數(shù)，通過對比研究結(jié)果表明：

（1）提取鴿子翅翼點云研究發(fā)現(xiàn)，鴿子翅翼前緣及后緣均有凹凸結(jié)構(gòu)，基于NACA0015翼型設(shè)計優(yōu)化了前緣凸起、后緣凸起及前后緣凸起翼型。

（2）由于仿生翼型的凹凸結(jié)構(gòu)，在增高升力方面相比于NACA0015翼型有很大改善，在馬赫數(shù)為0.073、來流攻角16°條件下仿生前緣凸起翼型、仿生后緣凸起翼型及仿生前后緣凸起翼型在提升力方面比NACA0015分別提高了13.39%、32.7%及19.04%，降低阻力達到了11.36%、12.48%及10.03%。說明了仿生翼型實現(xiàn)了降低阻力，增加升力。

（3）研究計算結(jié)論得出了仿生翼型具有良好空氣特性的原因，并提供了四種翼型的比照剖析結(jié)論，對新型翼型葉片優(yōu)化具有參考價值。

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