【摘要】：在航空航天及流體機械等領域,因為翼型阻力和氣動噪聲的存在,綜合能源利用率往往不高,因此需要通過研究翼型表面的流場控制來實現(xiàn)阻力減小及氣動噪聲降低。本文根據(jù)鯊魚表皮盾鱗結(jié)構(gòu),通過曲線擬合的方法得到單個仿生曲面溝槽的二維函數(shù),并將其應用于NACA0012翼型表面,建立三種帶仿生溝槽的翼型模型,分別定義在翼型0.35-0.40倍弦長、0.50-0.55倍弦長、0.65-0.70倍弦長位置處布置仿生溝槽的翼型為Airfoil-H1翼型、Airfoil-H2翼型和Airfoil-H3翼型。本文使用大渦模擬對三種帶仿生溝槽結(jié)構(gòu)的翼型進行數(shù)值模擬,并從翼型時均壓力系數(shù)分布、時均法向速度分布、時均壁面剪切應力分布、瞬時速度云圖、脈動速度云圖及流線圖、渦結(jié)構(gòu)等角度,主要探究了在6°攻角、24m/s和30m/s速度下仿生溝槽結(jié)構(gòu)及其布置位置對翼型流動特性和氣動性能的影響,同時從阻力系數(shù)、升阻比的角度探究仿生溝槽結(jié)構(gòu)的減阻效果。結(jié)果表明:24m/s時Airfoil-H1翼型減阻率達到16.99%,升阻比增加16.34%,升力系數(shù)僅降低3.43%;30m/s時Airfoil-H2翼型的減阻率達到18.09%,升阻比增加18.86%,升力系數(shù)僅降低2.63%。這是因為Airfoil-H1翼型與Airfoil-H2翼型可有效縮短分離區(qū)范圍,使流體盡早在翼型尾緣前端再附著,并減少尾跡流動損失,從而使流體恢復良好的流動特性。當流體速度由24m/s增加至30m/s的過程中可以發(fā)現(xiàn),綜合氣動性能最優(yōu)的翼型也逐漸由Airfoil-H1翼型向Airfoil-H2翼型過渡,說明仿生溝槽布置位置與流體速度有一個最佳的匹配值。翼型表面流動特性的改善同樣會對其氣動噪聲產(chǎn)生一定的影響。在確定仿生溝槽結(jié)構(gòu)能夠改善翼型表面流動特性,且具有良好減阻效果基礎上,通過LES+FW-H方法對翼型進行氣動噪聲預測,從瞬時聲壓、接收點處聲壓級、功率譜密度、總聲壓級的角度探究仿生溝槽結(jié)構(gòu)對翼型氣動噪聲的影響,并從脈動壓力云圖、渦量云圖角度分析其降噪機理。結(jié)果表明:在6°攻角24m/s速度下,相較于光滑翼型,Airfoil-H1翼型聲壓級峰值降低4dB,總聲壓級降低3.83dB,降幅為7.76%。這是因為Airfoil-H1翼型減弱了翼型表面壓力脈動,且翼型表面渦量帶高度明顯降低,尾緣的渦量帶明顯變窄,降低了翼型表面邊界層—渦脫落噪聲。而Airfoil-H2翼型降噪效果不明顯,Airfoil-H3翼型反而會增加翼型氣動噪聲。最后通過實驗驗證溝槽內(nèi)部漩渦的存在,證實溝槽內(nèi)部存在的漩渦頂部流體運動方向與主流運動方向一致,起到了類似“滾動軸承”的作用,使邊界層內(nèi)流體受壁面粘性阻力作用減弱,從而減小流體能量耗散。
【圖文】：

圖 2-1 鯊魚皮盾鱗結(jié)構(gòu)圖 2-2 高倍鏡下觀測到的鯊魚皮單個盾鱗結(jié)構(gòu)alsh等[33]通過實驗研究溝槽尺寸對減阻效果的分析結(jié)論，本無量綱高度 h+≤ 25，無量綱間距 s+≤ 30 時，仿生溝槽結(jié)構(gòu)。所以需要對式 2-10 進行等比例縮放，調(diào)整確定仿生溝槽結(jié)定無量綱壁面單位 K：

圖 2-2 高倍鏡下觀測到的鯊魚皮單個盾鱗結(jié)構(gòu)借鑒 Walsh等[33]通過實驗研究溝槽尺寸對減阻效果的分析結(jié)論，本文需要保內(nèi)尺度無量綱高度 h+≤ 25，無量綱間距 s+≤ 30 時，仿生溝槽結(jié)構(gòu)才會有較阻作用。所以需要對式 2-10 進行等比例縮放，調(diào)整確定仿生溝槽結(jié)構(gòu)的最終首先規(guī)定無量綱壁面單位 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 為經(jīng)驗公式，以上公式中 為流體運動粘度，，m2/s，u 為翼
【學位授予單位】：華北電力大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2019
【分類號】：TK05

【參考文獻】

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本文編號：2635326