隨著太陽(yáng)能飛機(jī)等國(guó)家重大項(xiàng)目的發(fā)展,近年來(lái)柔性機(jī)翼在實(shí)驗(yàn)及數(shù)值模擬中都被廣泛研究。本文設(shè)計(jì)了翼型為NACA0012,展弦比為9的柔性薄翼面機(jī)翼,通過(guò)實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)的方法,利用六分量測(cè)力天平、壓力掃描閥、熱線、布拉格光纖光柵以及粒子圖像測(cè)速技術(shù)等儀器,研究了機(jī)翼在一端固支一端鉸支方式下的氣動(dòng)力、振動(dòng)及流場(chǎng)等方面的信息,并與兩端固支機(jī)翼進(jìn)行對(duì)比分析。本次實(shí)驗(yàn)聚焦于機(jī)翼攻角α為0°～90°,雷諾數(shù)為9.6×10⁴,1.28×10⁵和1.5×10⁵的工況,根據(jù)升力系數(shù)與攻角的變化關(guān)系,可以將機(jī)翼的攻角分成三個(gè)區(qū)域。小攻角α為0°～4°下,升力系數(shù)與α的變化呈線性關(guān)系;α為4°～12°時(shí)處于失速區(qū),升力系數(shù)會(huì)有下降的趨勢(shì),相比剛性機(jī)翼一端固支一端鉸支機(jī)翼會(huì)提前失速;α為12°～90°為大攻角區(qū)域,當(dāng)α增大到50°時(shí),升力系數(shù)持續(xù)升高,當(dāng)α繼續(xù)增大時(shí),升力系數(shù)下降,到90°時(shí)升力系數(shù)最小。通過(guò)粒子圖像測(cè)速數(shù)據(jù)研究發(fā)現(xiàn),機(jī)翼在三個(gè)攻角區(qū)域范圍內(nèi)分別有不同的流動(dòng)狀態(tài),小攻角區(qū)域時(shí)機(jī)翼表面流動(dòng)并未發(fā)生分離;在失速區(qū)域機(jī)翼表面流場(chǎng)開(kāi)始發(fā)生分離... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

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【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

超大風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文-1-第1章緒論1.1課題背景和研究意義隨著國(guó)家綜合實(shí)力的不斷增強(qiáng)，國(guó)家國(guó)防重大發(fā)展項(xiàng)目發(fā)展需求不斷增大。在諸如太陽(yáng)能飛機(jī)、超大風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片、超大跨度橋梁等重大項(xiàng)目中，它們研究的共同點(diǎn)是都涉及到薄翼面結(jié)構(gòu)，且結(jié)構(gòu)的展長(zhǎng)與弦長(zhǎng)之比非常大。這種薄翼面結(jié)構(gòu)因?yàn)槠浔旧淼奶攸c(diǎn)，在流場(chǎng)中更容易發(fā)生彎曲和扭轉(zhuǎn)而產(chǎn)生三維大變形和復(fù)雜振動(dòng)。同時(shí)變形后的結(jié)構(gòu)又會(huì)影響流場(chǎng)的分布，進(jìn)而產(chǎn)生湍流結(jié)構(gòu)高度復(fù)雜的繞流。圖1-1超大風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片圖1-2太陽(yáng)能飛機(jī)以高空長(zhǎng)航太陽(yáng)能飛機(jī)為例，它可以執(zhí)行偵察、救災(zāi)、通信等任務(wù)，是具有極為重要的民事和軍事用途的飛行器。自從1974年第一架太陽(yáng)能飛機(jī)試飛成功后，全世界各個(gè)國(guó)家開(kāi)始意識(shí)到太陽(yáng)能飛機(jī)的發(fā)展?jié)摿爸匾訹1]。太陽(yáng)能飛機(jī)運(yùn)行過(guò)程中需要滿(mǎn)足數(shù)月甚至更長(zhǎng)的長(zhǎng)航需求，而長(zhǎng)航需求的發(fā)展又會(huì)受到太陽(yáng)能電池容量及大小的限制，當(dāng)太陽(yáng)能飛機(jī)結(jié)構(gòu)長(zhǎng)而薄，更利于太陽(yáng)能電池的布置。因此，在太陽(yáng)能飛機(jī)的發(fā)展過(guò)程中機(jī)翼變得越來(lái)越長(zhǎng)、越來(lái)越薄，目前已投入使用的機(jī)翼展長(zhǎng)已超過(guò)100米，展弦比已經(jīng)可以大于40。在此發(fā)展過(guò)程中，機(jī)翼已經(jīng)變成一個(gè)大展弦比薄翼面結(jié)構(gòu)，其剛度變得越來(lái)越差，更加容易發(fā)生三維大變形。與常規(guī)的飛行器不同的是，大展弦比柔性機(jī)翼在變形的過(guò)程中翼梢的彎曲變形可達(dá)到展長(zhǎng)的30%左右，扭轉(zhuǎn)變形也可達(dá)到展長(zhǎng)的20%以上，變形后的機(jī)翼幾乎成為一個(gè)柔彈性結(jié)構(gòu)，而與機(jī)翼相關(guān)的問(wèn)題也轉(zhuǎn)變成了一個(gè)氣動(dòng)彈性問(wèn)題，適用于常規(guī)剛性飛行器的小擾動(dòng)基礎(chǔ)的線性理論已不再適用�？v觀各國(guó)研制太陽(yáng)能飛機(jī)的過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，NASA的太陽(yáng)神，Google的Titan，F(xiàn)acebook的天鷹，都曾發(fā)生過(guò)因大變形流固耦合引起結(jié)構(gòu)破壞甚至失控失事的事故。這類(lèi)太陽(yáng)能無(wú)人

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文-10-另一方面也減輕了模型的質(zhì)量。在機(jī)翼內(nèi)部放置鉛皮來(lái)調(diào)整機(jī)翼模型的質(zhì)量分布，使質(zhì)心落在機(jī)翼彈性軸后方，距離彈性軸中心線0.25c。安裝完成后，稱(chēng)量機(jī)翼模型總體質(zhì)量為m=360g，質(zhì)量比計(jì)算公式m*=4m/(ρπc2l)，其中ρ取空氣密度，c和l分別為機(jī)翼的弦長(zhǎng)和展長(zhǎng)，計(jì)算得機(jī)翼得質(zhì)量比為m*=88。機(jī)翼主要設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表2-1。圖2-2機(jī)翼的截面尺寸及整體安裝位置圖圖2-3薄殼機(jī)翼剖面實(shí)物圖圖2-2還給出了機(jī)翼模型在風(fēng)洞內(nèi)的安裝信息。本文中的實(shí)驗(yàn)需要研究由于其自身柔性產(chǎn)生的變形，為了減少機(jī)翼本身重力對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果造成的影響，機(jī)翼在風(fēng)洞中采用豎直向下的方式（即z軸垂直于地面）進(jìn)行安裝。本實(shí)驗(yàn)采用的直角坐標(biāo)系為：機(jī)翼高度方向?yàn)閦方向,來(lái)流方向?yàn)閤方向,橫風(fēng)向?yàn)閥方向，坐標(biāo)原點(diǎn)測(cè)力天平1軸承測(cè)力天平2圓盤(pán)熱線FBGPIV激光機(jī)翼壓力測(cè)量孔彈性軸FBG彈性軸配重孔PIV相機(jī)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：3520014