CN107605658A

CN107605658A - 一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型及其控制方法

Info

Publication number: CN107605658A
Application number: CN201711046895.2A
Authority: CN
Inventors: 王渊博; 李春; 陈福东
Original assignee: University of Shanghai for Science and Technology
Current assignee: University of Shanghai for Science and Technology
Priority date: 2017-10-31
Filing date: 2017-10-31
Publication date: 2018-01-19

Abstract

本发明提供了一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，因为该翼型具有一个贴附于翼型表面时不改变翼型的原始形线且与翼型吸力面靠近前缘点处转动连接的翼片，该翼片在发生大范围流动分离时脱离翼型的吸力面而抬起，能改变翼型吸力面的绕流曲率以及逆压梯度，从而抑制了翼型大范围流动分离。本发明的翼型设计简单、制造成本低而且安装方便；另外，当翼片贴附于翼型表面时，不改变翼型原有形线，保持低攻角下翼型的良好气动性能。本发明还提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型的控制方法，该控制方法为遵循胡克定理的自适应变形的被动控制方法，该被动控制方法可实现通过翼片自适应转动升起，从而有效控制大范围流动分离。

Description

一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型及其控制方法

技术领域

本发明涉及翼型空气动力学领域，具体涉及一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型及其控制方法。

背景技术

随着空气动力学的不断发展，翼型逐渐广泛应用于航空航天、军工、风力发电等领域。但翼型在大范围流动分离下会出现翼型的升阻比急剧降低、翼型的气动参数波动剧烈以及流场复杂等缺点。

现有技术中也有解决上述问题的技术方案，例如：(1)一种通过驻涡控制流动失速的风力机叶片翼型，该翼型对修型起始点与翼型后缘点之间的翼型进行修型，并形成凹坑，在翼型后缘处安装有Gurney襟翼。该驻涡对翼型上表面的流动现成强烈诱导作用，即使翼型出现大分离涡，分离涡也不会在翼型上表面很大范围上振荡，减小了分离涡脱落引起的非定常载荷，减轻了结构破坏的风险。(2)基于鸟类羽翼仿生水平轴风力机叶片，该叶片在吸力面上排布有柔性气动弹片，在较大攻角工况时背风端弹片因受流动分离产生的压力差自动向壁面外抬起，从而抑制流动分离。

但是，现有技术中的方案还存在不足之处：方案(1)的翼型设计较繁杂；另外，翼型整体结构变化巨大；此外，翼型形线变化过程中涉及很多复杂参数。方案(2)的叶片所需数量多，制造成本高且工艺复杂；另外，叶片表面弹片始终改变翼型原有形线，使低攻角下叶片气动性能降低。

发明内容

本发明是为了解决上述问题而进行的，目的在于提供一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型。

本发明提供了一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，具有这样的特征，包括翼型，该翼型的吸力面设置有凹形槽；以及翼片，为曲面板，设置在所述凹形槽内，所述翼片的一端与所述凹形槽的前端转动连接，其中，所述凹形槽与所述翼片匹配，所述翼片贴附时在所述凹形槽内，使所述翼型的轮廓线与设置所述翼片之前的翼型的轮廓线重合。

在本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型中，还可以具有这样的特征：其中，转动连接的转动轴心与翼型前缘点的距离为翼型的弦长的10％～50％。

在本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型中，还可以具有这样的特征：其中，转动连接的转动轴心与翼型前缘点的距离为翼型的弦长的10％～30％。

在本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型中，还可以具有这样的特征：其中，翼片的长度为翼型的弦长的15％～50％。

本发明还提供了一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型的控制方法，具有这样的特征，其中，翼片的长度为翼型的弦长的25％～40％。

本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型还可以具有这样的特征，包括：翼片的厚度为翼型的弦长的1％～10％。

本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型还可以具有这样的特征，其中，翼片的厚度为翼型的弦长的5％。

本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型的控制方法，其特征在于，包括：通过被动控制方法控制翼片转动并升起，被动控制方法为遵循胡克定理的自适应变形的被动控制方法。

发明的作用与效果

根据本发明所涉及的利用翼片改善大范围流动分离的翼型，因为该翼型具有一个不改变翼型的原始形线且与吸力面靠近前缘处转动连接的翼片,该翼片在发生大范围流动分离时脱离翼型的吸力面而抬起，能改变翼型吸力面的绕流曲率以及逆压梯度，所以抑制了翼型大范围流动分离。本发明的翼型设计简单、制造成本低而且安装方便；另外，在翼片贴附翼型时，翼型整体结构无变化，不改变翼型原有形线，保持低攻角下翼型的良好气动性能。

本发明针对易发生流动分离的翼型吸力面进行优化设计，将翼片布置在翼型吸力面靠近前缘处，通过改变吸力面绕流曲率和逆压梯度的方法来达到抑制翼型大范围流动分离的目的。本发明通过如下措施来达到该目的：

本发明专利在原始翼型的吸力面上布置单个翼片，当翼型发生大范围流动分离时，翼片脱离翼型吸力面抬起，改变翼型吸力面绕流曲率及逆压梯度，从而达到抑制翼片大范围流动分离的目的。

进一步，在未发生流动分离时翼片可完全贴附于翼型表面且不改变翼型原始形线，使翼片不降低原始翼型本身气动性能；根据数值计算结果，当翼片尺寸确定时，其改善翼型气动性能的最佳翼片角度与翼型攻角近似成一次线性关系，使主动控制与被动控制均更易用于本方法。

附图说明

图1是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型的结构示意图；

图2是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在发生大范围流动分离时翼片抬起的示意图；

图3是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在未发生大范围流动分离时的翼型流场示意图；

图4是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在发生了大范围流动分离时的翼型流场示意图；以及

图5是现有技术的翼型在Re＝6×10⁵和17°攻角时发生流动分离的流线分布示意图；以及

图6是现有技术的翼型在Re＝6×10⁵和18°攻角时发生流动分离的流线分布示意图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下通过实施例并结合附图对本发明的利用翼片改善大范围流动分离的翼型作具体阐述。

〈实施例〉

图1是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型的结构示意图；图2是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在发生大范围流动分离时翼片抬起的示意图。

如图1和图2所示，在本实施例中，利用翼片改善大范围流动分离的翼型100，包括翼型1以及翼片2，该翼片2为曲面板,翼片2的长度l₁为翼型1的弦长的15％～50％，进一步优选长度l₁为翼型1的弦长的25％～40％，在本实施例中，长度l₁为翼型1的弦长的35％；翼型1厚度d为翼型1的弦长的1％～10％，在本实施例中，厚度d为翼型1的弦长的5％。(数字结合权利要求书应有些许改动)

翼型1的上端面为吸力面3，该吸力面3设置有凹形槽4，翼片2设置在凹形槽4内，翼片2的一端与凹形槽4的前端转动连接，该转动连接的转动轴心5与翼型1的前缘点的距离l₂为翼型1的弦长的10％～50％，优选距离l₂为翼型1的弦长的10％～30％，在本实施例中，距离l₂为翼型1的弦长的14％。

图3是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在未发生大范围流动分离时的翼型流场示意图；图4是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在发生了大范围流动分离时的翼型流场示意图；图5是现有技术的翼型在Re＝6×10⁵和17°攻角时发生流动分离的流线分布示意图；图6是现有技术的翼型在Re＝6×10⁵和18°攻角时发生流动分离的流线分布示意图。

如图3和图5所示，在本实施例中，凹形槽4与翼片1匹配，翼片贴附时在所述凹形槽内，使所述翼型的轮廓线与设置所述翼片之前的翼型的轮廓线重合，翼型100的外表面的轮廓线起到了现有技术的翼型200的轮廓线的作用。

如图2所示，对长度l₁、距离l₂与翼片厚度d做了定性分析，确定了对改善流动分离效果较好的值，长度l₁为0.14c，距离l₂为0.35c，厚度d为0.05c(此值仅供参考，本发明的创新点是翼片位置布置在FE小于0.5c处，c为翼型弦长，其目的为抵抗分离点移至前缘附近的大范围流动分离。)；并在18°、19°、20°及21°攻角下在流场中对多个翼片角度β进行定量分析。

表1与表2中数据工况为Re＝6×10⁵，整理数据如下所示

表1各攻角下最佳气动参数值及对应β_opt值Table 1 The optimal aerodynamicparameters and the best angle offlap atdifferent angles of attack

表2各攻角β_opt下气动参数波动情况Table 2 The optimal aerodynamicfrequency parameter and angle of flap at different angles of attack

注：两表中AoA为攻角；β_opt为该攻角下改善翼型大范围流动分离的最佳翼片角度。

表3中数据工况为Re＝2×10⁶，整理数据如下所示：

表3Re＝2×10⁶下各攻角下最佳气动参数值及对应β_opt值Tab.2 The optimalaerodynamic parameters and β_opt at different angles of attack(Re＝2×10⁶)

整理高、低两种雷诺数下最佳翼片角度β_opt随攻角近似呈一次线性变化。

对翼片长度进行计算，主要影响了相同攻角下，最佳翼片角度的大小。对翼片抵抗流动分离能力未有较大影响，计算发现翼片长度为0.25c～0.45c范围内其抵抗大范围流动分离能力均较好。厚度对流场作用并不明显，仅影响翼片刚度，故取计算值0.05c左右即可。

综上所述，翼片角度是影响翼片抗大范围流动分离能力的主要参数。

本发明还提供的一种利用翼片改善大范围流动分离翼型的控制方法，如图2和图4所示，通过被动控制方法控制翼片2绕转动轴心5转动。在未发生流动分离时，翼片2贴附于凹形槽4且不改变翼型1的原始形线；在发生大范围流动分离时，翼片2绕转动轴心5转动脱离凹形槽4而抬起，改变了吸力面3的绕流曲率以及逆压梯度，抑制了翼型100的大范围流动分离。

被动控制方法为遵循胡克定理的自适应变形的被动控制方法，自适应变形为当翼片2抬起而处于大范围流动分离时，翼片2的压力面的压力大于翼片2的吸力面的压力，导致翼片2向吸力面方向转动，而且翼片2的转动角度β与翼型100的攻角为近似线性关系,在不同攻角下抬起对应翼片角度以达到改善翼型失速特性的目的。根据数值计算结果，最佳翼片角度随攻角近似成一次线性变化。

如图5所示，当翼型攻角由0°增大到17°时，吸力面沿弦线方向由于绕流曲率及逆压梯度逐渐增大，当攻角增至一定值时，流体不再附着在吸力面，而是产生流动分离。流动分离区域主要集中在尾缘附近，分离区域较小；如图6所示，而当攻角继续增大到18°时，尾缘分离区域明显扩大，分离点位置大幅向前缘移动，即发生大范围分离。攻角仅较图5中的增加了1°，流动分离点大幅前移，分离区域大幅增加。

实施例的作用与效果

根据本发明所涉及的利用翼片改善大范围流动分离的翼型，因为该翼型具有一个贴附时不改变翼型的原始形线且与翼型吸力面靠近前缘点处转动连接的翼片,该翼片在发生大范围流动分离时脱离翼型的吸力面而抬起，能改变翼型吸力面的绕流曲率以及逆压梯度，从而抑制了翼型大范围流动分离。本发明的翼型设计简单、制造成本低而且安装方便；另外，翼片贴附于翼型表面时不改变翼型原有形线，保持低攻角下翼型的良好气动性能。

进一步，本实施例的利用翼片改善大范围流动分离的翼型，当翼片尺寸确定时，其改善翼型气动性能的最佳翼片角度与翼型攻角近似成一次线性关系。

本发明还提供的一种利用翼片改善大范围流动分离翼型的控制方法，该控制方法为遵循胡克定理的自适应变形的被动控制方法，自适应变形为当翼片抬起而处于大范围流动分离时，翼片的压力面的压力大于翼片的吸力面的压力，导致翼片向吸力面方向转动，而且翼片的转动角度β与翼型的攻角为近似一次线性关系,在不同攻角下抬起对应翼片角度以达到改善翼型失速特性的目的。

Claims

1.一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于，包括：

翼型，该翼型的吸力面设置有凹形槽；以及

翼片，为曲面板，设置在所述凹形槽内，所述翼片的一端与所述凹形槽的前端转动连接，

其中，所述凹形槽与所述翼片匹配，所述翼片贴附时在所述凹形槽内，使所述翼型的轮廓线与设置所述翼片之前的翼型的轮廓线重合。

2.根据权利要求1所述的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于：

其中，所述转动连接的转动轴心与所述翼型前缘的距离为所述翼型的弦长的10％～50％。

3.根据权利要求2所述的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于：

其中，所述转动连接的转动轴心与所述翼型前缘的距离为所述翼型的弦长的10％～30％。

4.根据权利要求1所述的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于：

其中，所述翼片的长度为所述翼型的弦长的15％～50％。

5.根据权利要求4所述的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于：

其中，所述翼片的长度为所述翼型的弦长的25％～40％。

6.根据权利要求1所述的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于：

其中，所述翼片的厚度为所述翼型的弦长的1％～10％。

7.根据权利要求6所述的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，其特征在于：

其中，所述翼片的厚度为所述翼型的弦长的5％。

8.一种所述利用翼片改善大范围流动分离的翼型的控制方法，其特征在于，包括：

通过被动控制方法控制所述翼片转动并升起，

所述被动控制方法为遵循胡克定理的自适应变形的被动控制方法。