【摘要】：在航空航天及流體機(jī)械等領(lǐng)域,因?yàn)橐硇妥枇蜌鈩?dòng)噪聲的存在,綜合能源利用率往往不高,因此需要通過(guò)研究翼型表面的流場(chǎng)控制來(lái)實(shí)現(xiàn)阻力減小及氣動(dòng)噪聲降低。本文根據(jù)鯊魚(yú)表皮盾鱗結(jié)構(gòu),通過(guò)曲線(xiàn)擬合的方法得到單個(gè)仿生曲面溝槽的二維函數(shù),并將其應(yīng)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(zhǎng)、0.50-0.55倍弦長(zhǎng)、0.65-0.70倍弦長(zhǎng)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(duì)三種帶仿生溝槽結(jié)構(gòu)的翼型進(jìn)行數(shù)值模擬,并從翼型時(shí)均壓力系數(shù)分布、時(shí)均法向速度分布、時(shí)均壁面剪切應(yīng)力分布、瞬時(shí)速度云圖、脈動(dòng)速度云圖及流線(xiàn)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(duì)翼型流動(dòng)特性和氣動(dòng)性能的影響,同時(shí)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(shí)Airfoil-H1翼型減阻率達(dá)到16.99%,升阻比增加16.34%,升力系數(shù)僅降低3.43%;30m/s時(shí)Airfoil-H2翼型的減阻率達(dá)到18.09%,升阻比增加18.86%,升力系數(shù)僅降低2.63%。這是因?yàn)锳irfoil-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(dòng)損失,從而使流體恢復(fù)良好的流動(dòng)特性。當(dāng)流體速度由24m/s增加至30m/s的過(guò)程中可以發(fā)現(xiàn),綜合氣動(dòng)性能最優(yōu)的翼型也逐漸由Airfoil-H1翼型向Airfoil-H2翼型過(guò)渡,說(shuō)明仿生溝槽布置位置與流體速度有一個(gè)最佳的匹配值。翼型表面流動(dòng)特性的改善同樣會(huì)對(duì)其氣動(dòng)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(dòng)特性,且具有良好減阻效果基礎(chǔ)上,通過(guò)LES+FW-H方法對(duì)翼型進(jìn)行氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè),從瞬時(shí)聲壓、接收點(diǎn)處聲壓級(jí)、功率譜密度、總聲壓級(jí)的角度探究仿生溝槽結(jié)構(gòu)對(duì)翼型氣動(dòng)噪聲的影響,并從脈動(dòng)壓力云圖、渦量云圖角度分析其降噪機(jī)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(jí)峰值降低4dB,總聲壓級(jí)降低3.83dB,降幅為7.76%。這是因?yàn)锳irfoil-H1翼型減弱了翼型表面壓力脈動(dòng),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(huì)增加翼型氣動(dòng)噪聲。最后通過(guò)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證溝槽內(nèi)部漩渦的存在,證實(shí)溝槽內(nèi)部存在的漩渦頂部流體運(yùn)動(dòng)方向與主流運(yùn)動(dòng)方向一致,起到了類(lèi)似“滾動(dòng)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(yú)皮盾鱗結(jié)構(gòu)圖 2-2 高倍鏡下觀測(cè)到的鯊魚(yú)皮單個(gè)盾鱗結(jié)構(gòu)alsh等[33]通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究溝槽尺寸對(duì)減阻效果的分析結(jié)論，本無(wú)量綱高度 h+≤ 25，無(wú)量綱間距 s+≤ 30 時(shí)，仿生溝槽結(jié)構(gòu)。所以需要對(duì)式 2-10 進(jìn)行等比例縮放，調(diào)整確定仿生溝槽結(jié)定無(wú)量綱壁面單位 K：

圖 2-2 高倍鏡下觀測(cè)到的鯊魚(yú)皮單個(gè)盾鱗結(jié)構(gòu)借鑒 Walsh等[33]通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究溝槽尺寸對(duì)減阻效果的分析結(jié)論，本文需要保內(nèi)尺度無(wú)量綱高度 h+≤ 25，無(wú)量綱間距 s+≤ 30 時(shí)，仿生溝槽結(jié)構(gòu)才會(huì)有較阻作用。所以需要對(duì)式 2-10 進(jìn)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(wú)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(yàn)公式，以上公式中 為流體運(yùn)動(dòng)粘度，，m2/s，u 為翼
【學(xué)位授予單位】：華北電力大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類(lèi)號(hào)】：TK05

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 吳正人;郝曉飛;戎瑞;王松嶺;;脊?fàn)畋砻嬉硇腿~片減阻機(jī)理研究[J];系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào);2014年06期

2 史廣泰;李振朋;;雷諾數(shù)對(duì)低速對(duì)稱(chēng)翼型氣動(dòng)性能的影響[J];新技術(shù)新工藝;2013年09期

3 張學(xué)迅;趙曉路;徐建中;;鋸齒尾緣對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響的數(shù)值模擬研究[J];工程熱物理學(xué)報(bào);2013年05期

4 張波;李偉;盧新根;朱俊強(qiáng);;變工況下超高負(fù)荷低壓渦輪葉片邊界層被動(dòng)控制[J];航空動(dòng)力學(xué)報(bào);2012年12期

5 郭鵬亮;明曉;;鋸齒后緣葉片氣動(dòng)噪聲特性分析[J];江蘇航空;2012年S1期

6 鄒琳;林玉峰;;前后緣改形翼型的流動(dòng)控制機(jī)理研究[J];水動(dòng)力學(xué)研究與進(jìn)展A輯;2012年02期

7 錢(qián)建林;王岱峰;;近地面翼型氣動(dòng)特性的實(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬[J];水動(dòng)力學(xué)研究與進(jìn)展A輯;2011年02期

8 宋保維;劉占一;胡海豹;黃橋高;吳文輝;;翼型表面脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)減阻特性的數(shù)值仿真研究[J];計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào);2010年05期

9 徐成宇;錢(qián)志輝;劉慶萍;孫少明;任露泉;;基于長(zhǎng)耳

本文編號(hào)：2635326