大攻角下仿駝背鯨鰭葉片氣動性能分析

田素梅,李東偉,祁武超

(沈陽航空航天大學(xué) 飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析與仿真重點(diǎn)實驗室,沈陽 110136)

因為沒有燃料問題,也不會產(chǎn)生輻射或空氣污染,風(fēng)力發(fā)電正在世界上形成一股熱潮。風(fēng)力機(jī)經(jīng)常在微風(fēng)條件下工作,在失速之前產(chǎn)生增加升力的方法可以轉(zhuǎn)化更多的能量,這樣就能產(chǎn)生更大的經(jīng)濟(jì)效益,因此增加風(fēng)力機(jī)葉片在較大攻角下的流動性能十分重要。

須鯨類是最大的海洋生物之一,在捕食獵物的過程中由于自身體型過大并不靈活,限制了它們在海洋中的操縱性。Fish等[1-2]生物學(xué)家觀察發(fā)現(xiàn),體型碩大的駝背鯨捕食獵物的過程中機(jī)動性能相當(dāng)靈活,為了捕捉獵物甚至可以30°至90°的攻角以2.6 m/s的速度從食物下方接近他們。Fish等[3-4]研究認(rèn)為,駝背鯨具有如此良好的水下性能與其特殊的鯨鰭前緣突節(jié)有著很大的關(guān)系。Miklosovic等[5]通過風(fēng)洞實驗分析表明,仿駝背鯨鰭葉片模型的失速角比標(biāo)準(zhǔn)葉片的失速角延遲40%左右。Johari等[6-7]對不同前緣突節(jié)的仿駝背鯨鰭機(jī)翼和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼進(jìn)行水洞實驗,得出前緣突節(jié)的幅值是影響大攻角下機(jī)翼流動性能的主要原因和前緣突節(jié)波長的變化對機(jī)翼流動性能影響不大的結(jié)論,實驗顯示當(dāng)標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼上表面流線出現(xiàn)大規(guī)模的分離時,仿駝背鯨鰭機(jī)翼的上表面依然有大量的附著流動,從而很好地解釋了仿駝背鯨鰭機(jī)翼延遲失速的原因。Hansen等[8-10]對標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片進(jìn)行實驗分析,結(jié)果表明在較小雷諾數(shù)下,帶有前緣突節(jié)的仿生葉片具有延遲失速的特性,但是其性能的提高是微不足道的。接著他們在不同雷諾數(shù)下對葉片模型進(jìn)行實驗,得出仿駝背鯨鰭葉片能夠延遲失速很大一部分影響因素取決于雷諾數(shù)的結(jié)論。隨后,他們又對相同前緣突節(jié)參數(shù)條件下的兩種不同NACA翼型的仿生葉片與各自翼型的標(biāo)準(zhǔn)葉片進(jìn)行對比分析,研究發(fā)現(xiàn)與標(biāo)準(zhǔn)葉片相比,前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)的存在使得NACA 0021翼型比NACA 65-021翼型產(chǎn)生更有利的性能效果。為了比較仿駝背鯨鰭葉片的性能特點(diǎn),Malipeddi等[11]選用NACA2412翼型同時進(jìn)行了數(shù)值模擬和實驗分析,研究認(rèn)為較小波長和幅值的仿生葉片在小攻角下與標(biāo)準(zhǔn)葉片有著相近的性能特點(diǎn),當(dāng)攻角之后,仿生葉片的升力比標(biāo)準(zhǔn)葉片提高了48%,而阻力減低了44%。Zhang等[12-13]在低雷諾數(shù)下對仿生翼型的氣動特性進(jìn)行了實驗研究,正弦前緣的突節(jié)結(jié)構(gòu)能有效抑制翼型失速,但是相應(yīng)的氣動性能受到一定程度的損害。在相同前緣突節(jié)個數(shù)和前緣幅值的前提下,Hasheminejad等[14]變換仿生機(jī)翼前緣的曲線類型,分別對半圓形前緣和三角形前緣的仿生機(jī)翼進(jìn)行實驗分析,結(jié)果表明機(jī)翼前緣的曲線類型同樣是影響仿生機(jī)翼氣動性能的主要因素。Wei等[15]在雷諾數(shù)Re= 1.4×105的水隧道實驗中研究了具有前緣突節(jié)的水翼的流體動力特性。通過對流體中顆粒的軌跡跟蹤路線顯示,前緣突節(jié)的存在改善了水翼表面的流線分離行為,分析證實,由于前緣突節(jié)的存在,仿生水翼在大攻角下邊界層的分離較晚,流線在水翼表面形成渦流。蔡暢等[16]采用NACA634-021為基準(zhǔn)翼型,對簡化后的標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片進(jìn)行數(shù)值分析,從葉片表面流線分布情況和壓力系數(shù)分布規(guī)律解釋了前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)能延遲失速的原因,但是并未對不同突節(jié)參數(shù)條件下的仿生葉片的流動特性做進(jìn)一步的研究。Wei等[17]基于試驗研究了在低雷諾數(shù)下前緣突起水翼的流動分離控制。橫流測量表明在結(jié)節(jié)上產(chǎn)生了流向相反旋轉(zhuǎn)渦并減輕了流動分離。突節(jié)起到渦流發(fā)生器的作用。祁武超等[18]基于NACA0018 標(biāo)準(zhǔn)翼型,對具有光滑前緣的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和具有不同前緣突節(jié)的仿生機(jī)翼分別進(jìn)行了流動特性分析。結(jié)果表明,標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼在20°攻角之后,升力系數(shù)急劇下降,失速特性表現(xiàn)明顯。而仿生機(jī)翼的升力系數(shù)也會在某一特定角度出現(xiàn)不同程度的下降,但下降趨勢比較緩和。Aftab[19]等在三個波幅(0.025C、0.05C和0.075C)下進(jìn)行了參數(shù)化研究,采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和SST湍流模型捕獲流動,結(jié)果表明球狀結(jié)節(jié)要優(yōu)于正弦結(jié)節(jié)。

綜上所述,仿駝背鯨鰭葉片正弦前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)的存在能有效提高大攻角下葉片的氣動性能,但是目前國內(nèi)外的研究尚處在起步階段,且不同參數(shù)條件下的前緣突節(jié)對葉片氣動性能的影響和作用機(jī)理尚未達(dá)到統(tǒng)一的認(rèn)識,為了更好地利用這一延遲失速的控制方式,增加風(fēng)力機(jī)葉片在較大攻角下的氣動性能,將前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)應(yīng)用在風(fēng)力機(jī)的葉片上進(jìn)行研究分析就顯得十分必要。

1 數(shù)值模擬

選取風(fēng)力機(jī)葉片中的一段作為簡化后的葉片模型進(jìn)行數(shù)值分析,以NACA0018對稱翼型作為計算對象。標(biāo)準(zhǔn)葉片基準(zhǔn)弦長c=100 mm,展長s=105 mm,由于葉片尾緣處做弧狀處理,因此實際基準(zhǔn)弦長c0=100.14 mm。仿駝背鯨鰭葉片模型的前緣為正弦曲線,正弦曲線的波長為0.3C(此時前緣突節(jié)個數(shù)為4),幅值為0.06C。標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片的具體尺寸特征如表1所示。

圖1 葉片三維模型圖

葉片類型展長s/m基準(zhǔn)弦長c0/m最大弦長(波峰處) /m最小弦長(波谷處)/m投影面積/ m2標(biāo)準(zhǔn)葉片0.105 0.100 140.100 140.100 140.010 5147仿生葉片0.1050.100 140.102 640.097 640.010 5346

計算域為上下邊界距葉片前緣10C的半圓弧,出口邊界距葉片后緣15C,翼展方向即葉片翼展尺寸為105 mm。為了更好地觀察大攻角下葉片附近的流體細(xì)節(jié),采用 RNG k-ε湍流模型和從粘性低層就開始計算的增強(qiáng)壁面函數(shù),計算域網(wǎng)格采用C型六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的劃分,同時對葉片周圍網(wǎng)格進(jìn)行加密處理,首層網(wǎng)格高度滿足y+=1,網(wǎng)格總數(shù)均在150萬左右,滿足計算要求如圖2所示。雷諾數(shù)Re=1.84×105,介質(zhì)為空氣。

基于FLUENT數(shù)值計算,計算域的入口和上下邊界條件均設(shè)置為velocity-inlet,出口設(shè)置為pressure-outlet,機(jī)翼表面為無滑移壁面處理。計算域兩側(cè)設(shè)置為symmetry,采用應(yīng)力修正SIMPLE迭代算法和二階迎風(fēng)格式。各個參數(shù)的收斂殘差值都設(shè)置為0.000 01,且每次計算都在2 000步以上,以便提高計算的精確度。計算初始階段選擇默認(rèn)的松弛因子,之后根據(jù)殘差曲線的收斂和發(fā)散情況適當(dāng)調(diào)節(jié)松弛因子的大小,以提高計算速度和準(zhǔn)確性。

2 計算結(jié)果分析

2.1 升阻力系數(shù)變化規(guī)律

圖3是標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在各個攻角下的升力系數(shù)變化曲線,在攻角α=0°～10°的范圍內(nèi),標(biāo)準(zhǔn)葉片和帶有前緣突節(jié)的仿生葉片的升力系數(shù)都隨著攻角的增加而線性增大,此時仿生葉片的升力系數(shù)略小于標(biāo)準(zhǔn)葉片,但相差不大,兩條升力系數(shù)變化曲線基本重合。當(dāng)攻角α>10°之后,標(biāo)準(zhǔn)葉片繼續(xù)以接近線性增長的速率增加,當(dāng)攻角在α=14°之后增加速率變緩,并且在α=18°時達(dá)到最大,此時的最大升力系數(shù)為1.29。在攻角α=18°～20°的范圍內(nèi),升力系數(shù)略微下降。當(dāng)攻角超過20°后,升力系數(shù)急速下降至0.56,升力系數(shù)下降率超過54%,此時的標(biāo)準(zhǔn)葉片出現(xiàn)嚴(yán)重的失速狀態(tài)。之后升力系數(shù)隨著攻角的增加而緩慢回升,但是一直保持在0.6以下。

圖2 數(shù)值網(wǎng)格

圖3 升力系數(shù)變化曲線

仿生葉片的升力系數(shù)在α>10°之后繼續(xù)增加,但是增長速率低于標(biāo)準(zhǔn)葉片,當(dāng)α=16°時升力系數(shù)達(dá)到最大,此時CLmax=1.21。隨后升力系數(shù)開始隨著攻角的進(jìn)一步增加而降低,在攻角α=16°～22°范圍內(nèi)的平均下降率為13.5%,遠(yuǎn)低于標(biāo)準(zhǔn)葉片失速后的升力系數(shù)下降率。在α=24°之后升力系數(shù)保持在0.73左右,比同等攻角下的標(biāo)準(zhǔn)葉片高24%左右。

圖4所示的是標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在不同攻角下的阻力系數(shù)變化曲線。在攻角α=0°～12°范圍內(nèi),帶有前緣突節(jié)的仿生葉片的阻力系數(shù)略大于標(biāo)準(zhǔn)葉片的阻力系數(shù),但是兩者相差不大。當(dāng)攻角之后,仿生葉片阻力系數(shù)的增長速率開始增大,而此時標(biāo)準(zhǔn)葉片的阻力系數(shù)繼續(xù)緩慢增加,當(dāng)達(dá)到失速角度α=20°時,標(biāo)準(zhǔn)葉片的阻力系數(shù)急劇增大,增長率超過55%。在攻角α≥22°之后,兩種葉片的阻力系數(shù)以接近相同的增長速率繼續(xù)增大,帶有前緣突節(jié)的仿生葉片的阻力系數(shù)始終大于標(biāo)準(zhǔn)葉片,但相差最大處也不超過10%。

圖4 葉片升阻力系數(shù)變化曲線

2.2 葉片表面壓強(qiáng)云圖和流線分布規(guī)律

為了解釋仿駝背鯨鰭葉片在大攻角下依然具有較大升力系數(shù),現(xiàn)在對標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在特定攻角下表面壓強(qiáng)云圖分布和表面流線分布情況進(jìn)行對比。根據(jù)上述葉片升阻力系數(shù)曲線變化情況,在攻角α=14°時,標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片的升力系數(shù)都處在緩慢增長階段且接近最大值。而攻角α=24°時兩種葉片的升力系數(shù)又基本都處在相對恒定階段且接近最小值,因此選定攻角α=14°和α=24°作為未失速區(qū)域和失速區(qū)域的代表進(jìn)行分析。

圖5是在攻角α=14°時計算達(dá)到收斂后葉片表面的壓強(qiáng)云圖和流線分布情況。從圖中表面的壓強(qiáng)分布可以直觀地看到,標(biāo)準(zhǔn)葉片的上表面壓強(qiáng)從前緣到后緣呈階梯式分布逐漸遞增,在前緣部位處于最低。由于葉片前緣突節(jié)的存在使得仿生葉片的上表面前緣位置的壓強(qiáng)分布與標(biāo)準(zhǔn)葉片存在著不同,正弦前緣波峰處的壓強(qiáng)明顯大于波谷處的壓強(qiáng),因此在攻角α=14°時,仿生葉片的上表面壓強(qiáng)要大于此時標(biāo)準(zhǔn)葉片的上表面壓強(qiáng),總體而言,在兩種葉片下表面壓強(qiáng)分布相近的情況下,此時仿生葉片由于前緣突節(jié)的存在產(chǎn)生了比標(biāo)準(zhǔn)葉片較小的升力。

圖5 攻角α=14°時葉片表面壓強(qiáng)云圖和表面流線分布規(guī)律

圖6是在攻角α=24°時計算達(dá)到收斂后葉片表面的壓強(qiáng)云圖和流線分布情況。如圖6(a)所示,標(biāo)準(zhǔn)葉片的上表面壓強(qiáng)與在攻角α=14°時一樣,都是從前緣到后緣遞增,但是在過了距葉片前緣六分之一處之后,表面壓強(qiáng)較大且相對穩(wěn)定。而此時的仿生葉片雖然前緣波峰處的壓強(qiáng)相對于波谷處的壓強(qiáng)較大,但是整體葉片上表面的低壓區(qū)域的面積要大于標(biāo)準(zhǔn)葉片的低壓區(qū)域的面積,如圖6(b)所示。因此總體而言,在大攻角下仿生葉片產(chǎn)生了比標(biāo)準(zhǔn)葉片較大的升力。

針對葉片表面的流線分布情況,從圖5(a)和圖6(a)可以看出,標(biāo)準(zhǔn)葉片表面流線分布比較穩(wěn)定,幾乎沒有展向流動,并且葉片表面存在著明顯的分離線,流線先是附著在葉片表面流動,隨后發(fā)生分離。在攻角α=14°時,分離線在距前緣四分之三處位置。隨著攻角的增大分離線不斷提前。當(dāng)攻角α=24°時,分離線已經(jīng)非常接近葉片的前緣位置,此時標(biāo)準(zhǔn)葉片表面大多數(shù)位置都處于流線分離區(qū)域,從而體現(xiàn)出嚴(yán)重的失速特性。對于仿生葉片,由于其正弦前緣突節(jié)的存在,改變了流線流動的分布情況,流線在葉片表面存在著明顯的展向流動。當(dāng)攻角α=14°時,流線在靠近葉片后緣附近形成漩渦,同時在凸截面處附近的流動比較穩(wěn)定,而其他區(qū)域的流動相對紊亂?？傮w來看,此時仿生葉片表面的流線分離區(qū)域要大于標(biāo)準(zhǔn)葉片。當(dāng)攻角增大到α=24°時,此時的標(biāo)準(zhǔn)葉片處于完全失速狀態(tài),由于前緣突節(jié)的存在,改變了流線在仿生葉片表面的流動,形成一些漩渦附著在葉片的上表面,使得葉片波峰截面處存在較大區(qū)域的附著流動,此時仿生葉片表面流線的分離區(qū)域要遠(yuǎn)小于標(biāo)準(zhǔn)葉片,這也是在大攻角下仿生葉片的升力系數(shù)大于標(biāo)準(zhǔn)葉片的主要原因。

圖6 攻角時葉片表面壓強(qiáng)云圖和表面流線分布規(guī)律

2.3 葉片特定截面處速度云圖分布情況

為了進(jìn)一步解釋仿駝背鯨鰭葉片前緣突節(jié)能延遲失速,現(xiàn)在對標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在特定攻角下的特定截面處速度云圖分布情況進(jìn)行對比。同樣選定攻角α=14°和α=24°作為未失速區(qū)域和失速區(qū)域的代表。對于帶有前緣突節(jié)的仿生葉片,沿著Z軸正方向0.007 5 m處為仿生葉片前緣正弦曲線波峰處所在截面,沿Z軸正方向0.022 5 m處為仿生葉片前緣正弦曲線波谷處所在截面,沿Z軸正方向0.015 m處為正弦曲線平衡位置處所在的截面。標(biāo)準(zhǔn)葉片沿著Z軸正方向各截面處的速度云圖相同,此處為了與仿生葉片相互對應(yīng),因此選擇沿Z軸正方向0.015 m處。

圖7所示的是標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在攻角α=14°時特定截面處的速度云圖。由圖7(a)中看出,標(biāo)準(zhǔn)葉片在α=14°時,表現(xiàn)出很好的速度性能,后緣處有速度分離區(qū),但是很小。圖7(b-d)中可以看出,在波峰截面處,仿生葉片的速度分離區(qū)大小與標(biāo)準(zhǔn)葉片相似。但是在平衡位置和波谷截面處,速度分離區(qū)域相對于標(biāo)準(zhǔn)葉片同等位置的速度分離區(qū)域較大,因此總體而言,在攻角α=14°時仿生葉片的氣動特性不如標(biāo)準(zhǔn)葉片。

圖7 葉片在攻角時特定截面處的速度云圖

圖8所示是標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在攻角α=24°時特定截面處的速度云圖。由圖8(a)中可以觀察到,標(biāo)準(zhǔn)葉片在α=24°時葉片上表面大部分區(qū)域速度基本為零,處于失速狀態(tài)。圖8(b)所示的是仿生葉片在z=0.007 5 m處,即在前緣正弦曲線波峰處截面的速度云圖,可以清晰地觀察到此處葉片表面依然保有很大的速度區(qū)域,并未出現(xiàn)失速現(xiàn)象。圖8(c)所示的是仿生葉片前緣正弦曲線平衡位置處截面的速度云圖,該處位置同樣處于失速狀態(tài),但失速程度并未達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)葉片在同樣截面處的失速程度。圖8(d)所示的是仿生葉片前緣正弦曲線波谷處截面的速度云圖,從圖中可以看出,仿生葉片波谷處出現(xiàn)失速現(xiàn)象,但是失速情況同樣未達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)葉片此處截面失速的程度。因此總體而言,在攻角α=24°時仿生葉片的氣動性能要優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)葉片。

圖8 葉片在攻角α=24°時特定截面處的速度云圖

2.4 正弦前緣突節(jié)個數(shù)和幅值對仿駝背鯨鰭葉片氣動性能的影響

為研究相同翼型和展長情況下前緣突節(jié)的個數(shù)和幅值分別對仿生葉片升阻力系數(shù)的影響,確定正弦前緣幅值為0.06C作為第一組葉片參數(shù)研究的基礎(chǔ),增加前緣突節(jié)個數(shù)為2和6時的仿生葉片,為方便說明,將上文中前緣突節(jié)個數(shù)為4,前緣幅值為0.06C的仿生葉片模型命名為仿生葉片I,突節(jié)個數(shù)為2和6的仿駝背鯨鰭葉片模型分別命名為仿生葉片II和仿生葉片III,如圖9所示。同時確定正弦前緣的突節(jié)個數(shù)為4作為第二組葉片參數(shù)研究的基礎(chǔ),增加正弦前緣幅值為0.03C和0.12C時的仿生葉片,分別命名為仿生葉片IV和仿生葉片V,如圖10所示。按照上述的分析方法做進(jìn)一步的數(shù)值計算分析。

圖9 前緣突節(jié)個數(shù)不同時的三維葉片結(jié)構(gòu)

圖11是前緣幅值相同突節(jié)個數(shù)不同時葉片(即第一組葉片)升阻力系數(shù)變化曲線,結(jié)合著表2所給出的具體數(shù)據(jù)對比,不同前緣突節(jié)個數(shù)的仿駝背鯨鰭葉片在不同攻角范圍內(nèi)升力系數(shù)有著相似的變化趨勢。仿生葉片II和仿生葉片I的升力系數(shù)非常接近,同樣在α=16°時升力系數(shù)達(dá)到最大,其中CLmax,隨后以較小的速率緩慢降低。仿生葉片III的升力系數(shù)在整個攻角范圍相對較小,最大升力系數(shù)出現(xiàn)在α=14°,其中CLmax=1.11。在大攻角范圍內(nèi),特別是在α=23°～30°時,第一組葉片中的仿駝背鯨鰭葉片升力系數(shù)非常接近,且都大于相同攻角下的標(biāo)準(zhǔn)葉片的升力系數(shù)?？傮w看來,在標(biāo)準(zhǔn)葉片失速后,即攻角α>20°以后,第一組仿駝背鯨鰭葉片相對于標(biāo)準(zhǔn)葉片升力系數(shù)分別平均提高了34.8%、28.3%和21.8%,各個仿生葉片間相差約6.5個百分點(diǎn)。圖11(b)所示的是第一組葉片在不同攻角下的阻力系數(shù)變化曲線。前緣突節(jié)個數(shù)的增加使各個仿生葉片的阻力系數(shù)增大,但相比于升力系數(shù)之間的差距,各個葉片在相應(yīng)攻角下的阻力系數(shù)差距并不明顯。由此可見前緣突節(jié)個數(shù)并不是越多越好,相反過多的突節(jié)個數(shù)降低了仿駝背鯨鰭葉片的氣動性能。

圖10 前緣突節(jié)幅值不同時的三維葉片結(jié)構(gòu)

圖11 前緣突節(jié)個數(shù)不同時葉片升阻力系數(shù)曲線

圖12是前緣突節(jié)個數(shù)相同幅值不同時葉片(即第二組葉片)升阻力系數(shù)變化曲線,如圖12(a)所示,不同的前緣幅值對葉片氣動性能的影響較大,在攻角α=0°～14°的范圍內(nèi),前緣幅值為0.03C的仿生葉片IV的升力系數(shù)曲線十分接近標(biāo)準(zhǔn)葉片。當(dāng)攻角α=16°時升力系數(shù)CLmax=1.2,隨后緩慢下降,在攻角α=16°～22°范圍內(nèi)的平均下降率僅為12%,遠(yuǎn)低于標(biāo)準(zhǔn)葉片在同等攻角范圍內(nèi)的升力系數(shù)下降速率(即54%)。在攻角之后升力系數(shù)變化不大,基本處在0.8左右。前緣幅值為0.12C的仿生葉片V的升力系數(shù)在整個攻角變化范圍內(nèi)與同組的其它仿駝背鯨鰭葉片差距很大,當(dāng)攻角α=12°時升力系數(shù)就達(dá)到最大值1.07。之后升力系數(shù)以較小的速率降低,在攻角α=16°～22°范圍內(nèi)的平均下降率僅為8%。在標(biāo)準(zhǔn)葉片失速后,第二組仿駝背鯨鰭葉片相對于標(biāo)準(zhǔn)葉片升力系數(shù)分別平均提高了40.3%、28.3%和17.7%,各個仿生葉片間相差約11個百分點(diǎn),大于第一組仿生葉片間的差距。圖12(b)所示的是第二組葉片在不同攻角下的阻力系數(shù)變化曲線,由阻力系數(shù)曲線圖中可以看出,前緣幅值越大的仿生葉片在整個攻角變化范圍內(nèi),相對應(yīng)的阻力系數(shù)就越大。因此相比于前緣突節(jié)個數(shù)對仿駝背鯨鰭葉片氣動性能的影響,正弦前緣突節(jié)的幅值對各個葉片氣動性能的影響更加明顯。

圖12 前緣突節(jié)幅值不同時葉片升阻力系數(shù)曲線

葉片類型最大升力系數(shù)最大升力系數(shù)所在角度/(°)最大升阻比最小阻力系數(shù)失速角/(°)大攻角下升力系數(shù)平均提高率/%標(biāo)準(zhǔn)葉片 1.318 31.610.02120-仿生葉片I 1.2116 27.940.0231628.3仿生葉片II 1.2516 29.090.0211634.8仿生葉片III 1.1114 27.460.0231421.8仿生葉片IV 1.261629.810.0221640.3仿生葉片V 1.0712 26.930.0241217.7

3 結(jié)論

選用NACA0018翼型的風(fēng)力機(jī)葉片進(jìn)行數(shù)值模擬,研究大攻角下前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)對風(fēng)力機(jī)葉片氣動性能的影響,得出結(jié)論如下:

(1)在較小的攻角下(此處α=0°～10°),仿駝背鯨鰭葉片與標(biāo)準(zhǔn)葉片間氣動性能的差距并不明顯。隨著攻角的增大(此處α=10°～20°),仿生葉片相比于標(biāo)準(zhǔn)葉片升力系數(shù)增加放緩,阻力系數(shù)增加速率提高,此時仿生葉片的氣動性能不如標(biāo)準(zhǔn)葉片。

(2)在大攻角下(此處α>20°),標(biāo)準(zhǔn)葉片的升力系數(shù)急速下降,出現(xiàn)明顯的失速特性,升力系數(shù)下降率超過54%。而此時帶有前緣突節(jié)的仿生葉片的升力系數(shù)下降趨勢比較平緩,大攻角下各個仿駝背鯨鰭葉片的升力系數(shù)都始終高于標(biāo)準(zhǔn)葉片,而阻力系數(shù)差距不大,因此大攻角下仿生葉片具有良好的氣動性能。

(3)由于前緣突節(jié)的作用,使得仿生葉片在大攻角下上表面的壓強(qiáng)分布和流線分布朝著有利于升力增加的方向上變化。正弦前緣突節(jié)波峰處優(yōu)良的氣動性能是仿生葉片在大攻角下依然具有較高的升力系數(shù)的主要原因。正弦前緣突節(jié)的個數(shù)和突節(jié)的幅值對仿駝背鯨鰭葉片的氣動性能都有影響,但是相對而言,幅值對葉片氣動性能的影響更加明顯。