減緩葉片流動分離已成為當前提高葉輪設備運行效率與安全性的主要措施。自適應襟翼仿生自鳥類翅膀上的羽毛,其在翅膀出現(xiàn)流動分離時受回流沖擊向上抬起,進而阻止流動分離的發(fā)展�；跀�(shù)值模擬所得到的襟翼表面壓力分布規(guī)律,提出了合成力矩控制方法用以改進襟翼流動控制效果,并結合已有的線性力矩控制方法,驗證了上述2種方法在不同流動分離過程中提升襟翼作用效果的有效性。結果表明:2種改進方法均能夠有效提升襟翼的流動控制效果,其中合成力矩方法整體表現(xiàn)較好,且能夠避免自由運動襟翼在流動分離較小時的過度抬起;此外,自適應襟翼在大攻角時還通過延后分離渦的生成與脫落,減弱了分離渦的影響,從而使升阻力系數(shù)波動幅度降低。 

【文章來源】：中國電機工程學報. 2020,40(14)北大核心EICSCD

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【部分圖文】：

原始翼型上仰過程中不同網格對應的升力系數(shù)變化t/s02413

第14期郝文星等：自適應襟翼流動控制改進方法的提出與驗證4539發(fā)現(xiàn)，某些鳥類在應對陣風或準備著陸時，其翅膀上表面的羽毛處于向上抬起的狀態(tài)。進一步研究發(fā)現(xiàn)，此時上表面羽毛受流動分離區(qū)域回流影響而抬起，并阻止了分離流體向前緣方向的發(fā)展，從而減緩流動分離[9]。自適應襟翼常被簡化為結構簡單的剛性平板，鉸接于葉片表面，由流體作用力矩驅動，無需控制系統(tǒng)與能量輸入，還可在小攻角附著流時保持葉片原有外形[10]。圖1鳥類翅膀上羽毛受流動分離抬起Fig.1Upliftofthefeathersonbird"swingbyflowseparation1996年，Patone等[11]率先開展了自適應襟翼應用于葉片流動分離控制的研究，結果表明：大攻角流動分離時，襟翼自適應抬起并阻止分離回流，從而減緩流動分離并提高升力。2002年，Bramesfeld等[12]開展了自適應襟翼控制效果與控制機理的實驗研究，并獲得了自適應襟翼使翼型升力系數(shù)提升20%的效果；通過對翼型表面的壓力監(jiān)測，發(fā)現(xiàn)壓力在襟翼鉸點處出現(xiàn)斷層，上游壓力減小，下游壓力增大。接著，Meyer等[13]采用數(shù)值模擬與實驗相結合的方法較為全面地研究了自適應襟翼的流動控制效果，并指出襟翼處于氣動平衡狀態(tài)時，即僅受空氣流動作用的自由運動襟翼最終穩(wěn)定狀態(tài)，控制效果并未達到最佳，但未給出相應解釋。2010年，Schlüter[14]分析了襟翼在SD8020、NACA4412與NACA0012共3種不同失速特性翼型上的流動控制特點，結果表明，對于較薄的NACA0012翼型，自適應襟翼使得流動分離更為平緩，且研究范圍內升力系數(shù)隨攻角增大無明顯下降。此外，Wang等[15]與Arivoli等[16]還開展了自適應襟翼在不同展弦比葉片上的研究，結果表明，?

。對于翼型主體上仰過程，翼型由初始角度12°勻速上仰至20°。為盡量減小動態(tài)失速效應，以減小影響襟翼控制效果的不確定因素，文獻[21]要求攻角變化速率小于5.6°/s，本文攻角變化速率設置為2°/s。對于豎直方向來流速度增大的流動分離過程，首先設定翼型靜止于水平來流攻角12°位置，且保證速度u不變，速度v由0m/s歷時4s勻速增大至與攻角20°對應的2.46m/s，攻角近似由12°勻速增大至20°。wu(a)來流不變，翼型主體上仰wvu(b)來流變化，翼型主體靜止圖42種翼型流動分離模型Fig.4Twomodelsofairfoilflowseparation1.3流場計算方法由于流場為低速流場(不考慮流體壓縮性)且不涉及傳熱，能量方程無需求解。因此對流體的計算主要基于納維-斯托克斯(Navier-Stokes，N-S)流體控制方程，即連續(xù)性方程與動量方程。流場中湍流的處理是精確捕捉流動分離的關鍵。由于湍流較難直接求解，為體現(xiàn)其對流動的宏觀影響，現(xiàn)階段較為常用的簡化方法是時間平均法與空間平均法。雷諾時均法(Reynolds-AveragedNavier-Stokesequations，RANS)將湍流脈動進行統(tǒng)計平均處理，并把湍流中的瞬時量分解為平均量與脈動量，相當于在N-S方程增加了脈動速度相關項()ijjuux，該項將基于渦粘性假設，采用湍流模型求解�？臻g平均法以大渦模擬(largeeddysimulation，LES)方法為代表，采用亞格子模型求解小尺度的

【參考文獻】：
期刊論文
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