近年來(lái)小型旋翼機(jī)械、風(fēng)力機(jī)、葉片式水力機(jī)械運(yùn)行安全問(wèn)題引起學(xué)者和工程師門(mén)廣泛關(guān)注。在機(jī)械運(yùn)行過(guò)程中,超過(guò)某一臨界工況時(shí)將會(huì)出現(xiàn)升力系數(shù)迅速降低引發(fā)機(jī)翼或葉片震顫,長(zhǎng)時(shí)間將出現(xiàn)斷裂。為了改善這種失速現(xiàn)象一種新型的被動(dòng)控制方式仿生前緣凸起結(jié)構(gòu)被大量研究。本文利用數(shù)值模擬手段對(duì)仿座頭鯨鰭肢翼段失速控制機(jī)理進(jìn)行研究,主要研究?jī)?nèi)容和結(jié)論如下:（1）采用數(shù)值模擬方法對(duì)NACA 63₄-021和NACA 0012基礎(chǔ)翼型、單凸起翼型進(jìn)行數(shù)值模擬。與絲線可視化實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比完成對(duì)Transition SST模型系數(shù)修正。利用修正后的湍流模型完成對(duì)基礎(chǔ)翼型、單凸起翼型研究分析。分析失速成因以及前緣單凸起對(duì)不同失速類(lèi)型翼型影響機(jī)理。發(fā)現(xiàn)該雷諾數(shù)下NACA 0012翼型屬于前緣失速、NACA 63₄-021翼型屬于前緣-尾緣混合型失速。前緣單凸起結(jié)構(gòu)對(duì)前緣失速翼型影響小于前緣-尾緣混合型失速翼型。具體影響機(jī)理如下:隨著攻角增加單個(gè)前緣凸起結(jié)構(gòu)使凸起后尾緣形成的分離區(qū)不對(duì)稱(chēng)發(fā)展,形成單側(cè)失速現(xiàn)象,整個(gè)失速過(guò)程升力系數(shù)呈現(xiàn)階梯型變化。前緣單凸起有類(lèi)似于翼刀作用即在一定攻... 

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圖1-1座頭鯨捕食可迅速回轉(zhuǎn)

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文-7-流器減弱邊界層分離趨勢(shì)的基本原理是降低葉片局部區(qū)域沿弦向的負(fù)壓梯度[10]。前緣凸起結(jié)構(gòu)是通過(guò)對(duì)海洋中座頭鯨鰭肢仿生得到。在海洋中，鯨是海洋中大型生物之一，其身長(zhǎng)從幾米至幾十米不等。相比于小型魚(yú)類(lèi)，由于其體型龐大更難完成轉(zhuǎn)彎等運(yùn)動(dòng)。但是經(jīng)過(guò)觀察研究發(fā)現(xiàn)，座頭鯨作為海洋中的龐然大物，卻能在捕食時(shí)展現(xiàn)出優(yōu)良的回轉(zhuǎn)能力。如圖1-1，在回轉(zhuǎn)過(guò)程中其具有大展弦比的鰭肢起到了極大的作用，通過(guò)對(duì)鰭肢仔細(xì)的觀察發(fā)現(xiàn)在鰭肢前段存在這無(wú)規(guī)則排列的凹凸型結(jié)構(gòu)，如圖1-2。對(duì)比其它海洋生物這是座頭鯨獨(dú)特的鰭肢結(jié)構(gòu)，F(xiàn)ish等[11]深入研究了座頭鯨鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)并從仿生學(xué)角度出發(fā)設(shè)計(jì)前緣具有凸起結(jié)構(gòu)的機(jī)翼。對(duì)比該仿生結(jié)構(gòu)翼型與無(wú)仿生結(jié)構(gòu)翼型在風(fēng)洞試驗(yàn)中的外特性性能發(fā)現(xiàn)，仿生結(jié)構(gòu)機(jī)翼升力較無(wú)仿生結(jié)構(gòu)機(jī)翼升力增加8%并具有減阻效果。另一方面有效的增加了翼型的失速角。造價(jià)相對(duì)便宜、結(jié)構(gòu)不復(fù)雜是仿生前緣凸起的優(yōu)勢(shì)。然而其是否會(huì)對(duì)翼型工作過(guò)程帶來(lái)其它的負(fù)面影響還需進(jìn)一步分析探討。從仿生角度觀察到的這種優(yōu)良性能為翼型性能的改善提供了新思路，對(duì)風(fēng)力機(jī)、船舵、機(jī)翼的設(shè)計(jì)過(guò)程中增大機(jī)械安全使用范圍具有重要意義。圖1-1座頭鯨捕食可迅速回轉(zhuǎn)圖1-2鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)1.3國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀及分析翼型失速過(guò)程作為一種常見(jiàn)現(xiàn)象，在工程應(yīng)用中及其常見(jiàn)。仿座頭鯨鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)流動(dòng)控制引起越來(lái)越廣泛的關(guān)注，在很多領(lǐng)域有良好的應(yīng)用前景，如風(fēng)力機(jī)葉片[12,13]、船舵、飛行器翼面[14]等。為了更深入的掌握仿生凹凸前緣對(duì)翼型升阻力特性的影響，從而為翼段失速過(guò)程氣動(dòng)性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)及在未失速至失速過(guò)程能安全穩(wěn)定運(yùn)行提供指導(dǎo)。國(guó)內(nèi)外研究人員已經(jīng)作了大量工作，研究方法包含模?

tran[16]提出尾緣-前緣混合型失速翼型增減攻角失速過(guò)成流動(dòng)結(jié)構(gòu)變化情況，進(jìn)而總結(jié)了遲滯效應(yīng)發(fā)生的物理過(guò)程。在小攻角狀態(tài)下，翼型上表面存在層流分離泡，在下游發(fā)生湍流再附著。隨著攻角逐漸增大，尾緣的湍流分離區(qū)開(kāi)始產(chǎn)生并逐漸向前緣移動(dòng)，層流分離泡長(zhǎng)度收縮，位置逐漸前移。當(dāng)攻角增大到一定程度時(shí)，由于層流分離泡不足以提供湍流分離繼續(xù)前移所需要的負(fù)壓，層流分離泡發(fā)生“破裂”，進(jìn)而發(fā)生深度失速，翼型從前緣開(kāi)始整個(gè)吸力面均處于流動(dòng)分離狀態(tài)。2005年，李棟等[17,18]對(duì)不同類(lèi)型翼型的失速特性進(jìn)行研究，結(jié)果如圖1-3、1-4和1-5所示。計(jì)算結(jié)果表明前緣失速翼型，隨著攻角增加流動(dòng)分離突然出現(xiàn)在翼型前緣并立即覆蓋翼型的整個(gè)上表面；尾緣失速翼型的失速是由后緣分離引起的。隨安放角度變大翼型尾緣產(chǎn)生分離區(qū)并向翼型前緣移動(dòng)，失速后翼型的升力系數(shù)逐漸減��；薄翼失速翼型，當(dāng)攻角逐漸增加首先在翼型上表面靠近前緣處會(huì)產(chǎn)生一個(gè)分離氣泡，在此之前升力是線性增加的，氣泡產(chǎn)生時(shí)升力出現(xiàn)微小非線性變化。2018年，蔡暢[19]對(duì)NACA634-021進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)其升力系數(shù)曲線以及失速過(guò)程流動(dòng)現(xiàn)象符合尾緣-前緣混合型失速如圖1-6。圖1-3前緣失速[17]圖1-4尾緣失速[17]


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