CN114132483A - 基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，本方法将仿生学与曲线参数化相结合，将座头鲸鳍特有的前缘凹凸结构应用于三维机翼前缘。针对大攻角下发生失速的运动状态，达到减阻和增升延缓失速角的目的；即依据参数化的指数衰减曲线控制标准三维光滑机翼前缘变形得到类似座头鲸鳍前缘凹凸结构，获得的前缘凹凸三维机翼可以有效延缓失速角，改善气动性能。本发明可以广泛适用于航空、航天、航海及工业能源动力领域的舵片与叶轮机。
Description
技术领域
本发明涉及能源动力技术领域，尤其涉及一种基于指数衰减曲线的参数化仿生机翼前缘变形方法。
背景技术
随着全球化以及世界经济的发展，交通运输工业成为现代社会赖以运行和发展的基础，已经成为全世界能源消耗与增长最快的行业。面对与日俱增的环境保护意识，以及产业结构愈加成熟和发展的运输市场，机翼形态作为在航空、航海以及船舶等工程领域中的基础研究对象，机翼性能的优劣将直接影响机械设备性能的好坏，空气动力性能对性能和经济有重大影响。此外，以机翼为基础的机械设备，其运行工况常常面对大攻角或超过失速角。失速是翼型大攻角绕流中一种常见的现象，机翼表面发生流动分离，导致升力系数快速下降，阻力系数快速升高，致使翼型性能大幅度下降。
自然科学领域发现为了实现快速、灵活的捕食猎物，海洋生物座头鲸在捕食中完成较小的转弯半径，能够表现出优秀的转向能力。因此座头鲸在高攻角下具有良好的流动性能，与其在捕食过程中能够顺利的完成快速、灵活的转弯运动具有直接的关系。根据生物图片资料，典型的座头鲸鳍肢前缘带有特殊的波状突起，其剖面形状在尾缘处存在下垂现象。
发明内容
针对上述问题，本发明的目的在于提供一种基于指数衰减曲线的参数化仿生机翼前缘变形方法，通过前缘仿生变形，提供一种失速角范围更大，改善气动性能的三维机翼，对于航天航空、航海领域的拓展应用具有一定贡献。
本发明采用的技术方案如下：
本发明所提出的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，具体包括以下步骤：
S1：根据实际要求，对比捕捉到的海洋生物座头鲸鳍状肢前缘凹凸结构形状构建指数衰减曲线进行近似设计；
S2：确定标准截面形状，选用近似于座头鲸鳍的NACA0020翼型，将其在展长方向上进行拉伸得到原始三维机翼；
S3：将步骤S1得到的指数衰减曲线组合施加于步骤S2中得到的原始三维机翼，通过指数衰减曲线的参数变化实现对原始三维机翼前缘的控制变形。
进一步的，所述步骤S1中，指数衰减曲线的定义如下：
指数衰减曲线在x方向上以正弦函数方式前进，y方向定义为指数衰减函数，式中：A、E、T三个设计变量代表振幅、衰减和周期；Z为方向控制曲线的高度；根据展长范围以及座头鲸鳍前缘凹凸形式定义z方向上设置两条指数衰减曲线；应用F-spline对两条指数衰减曲线进行连接，确保曲线光顺性，最终将两条指数衰减曲线结合得到指数衰减曲线组合。
进一步的，所述步骤S2中，所述原始三维机翼的二维翼型为NACA0020，其弦长c为0.1m，将其作为翼根在展长方向上进行拉伸得到原始三维机翼，且原始三维机翼为梯形三维机翼，其根梢比为2：1，展弦比值为3.5。
进一步的，所述步骤S3的具体过程如下：将指数衰减曲线组合采用 delta-shift控制变形方法施加于原始三维机翼前缘，得到三维仿生机翼；根据指数衰减曲线组合中的三组特征参数的变化得到不同形态的具有前缘凹凸特征的三维仿生机翼；根据优化算法得到最优三维仿生机翼。
进一步的，所述指数衰减曲线组合的特征参数与指数衰减曲线的设计变量A、E、T对应；组合中第一条指数衰减曲线的特征参数为A01、 E01、T01，第二条指数衰减曲线的特征参数为A02、E02、T02。
进一步的，所述最优三维仿生机翼的指数衰减曲线组合中的三组特征参数A01、A02、E01、E02、T01、T02的取值分别为：1.156、2.406、 1.84、1.626、4.314、5.60，计算得到其失速角为16°，较标准机翼失速角 12°提升了33.3％。
本发明与现有技术相比具有以下有益效果：
本发明根据座头鲸鳍前缘凹凸特点进行机翼的前缘处理，即在控制来流区前缘凹凸结构变形，可很大程度地利用其流动效果提高升力、延缓失速角的特点，提高机翼气动性能。本发明可以广泛适用于航空、航天、航海及工业能源动力领域的舵片与旋转机械中。
附图说明
图1为本发明中指数衰减曲线示意图；
图2为本发明中指数衰减曲线组合控制机翼前缘凹凸变形过程示意图；
图3为本发明中三维仿座头鲸鳍前缘凹凸机翼变形示意图；
图4为本发明实施例的数值仿真结果示意图；横坐标为攻角，纵坐标为升力系数和阻力系数。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
本发明所提出的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，具体包括以下步骤：
S1：根据实际要求，对比捕捉到的海洋生物座头鲸鳍状肢前缘凹凸结构形状构建指数衰减曲线进行近似设计；其中，所述指数衰减曲线的定义如下：
指数衰减曲线在x方向上以正弦函数方式前进，y方向定义为指数衰减函数，式中：A、E、T三个设计变量代表振幅、衰减和周期；Z为方向控制曲线的高度；根据展长范围以及座头鲸鳍前缘凹凸形式定义z方向上设置两条指数衰减曲线；应用F-spline对两条指数衰减曲线进行连接，确保曲线光顺性，最终将两条指数衰减曲线结合得到指数衰减曲线组合。
S2：确定标准截面形状，以原始三维机翼为研究对象，选用近似于座头鲸鳍的NACA0020翼型，将其在展长方向上进行拉伸得到原始三维机翼；本实施例中，所述原始三维机翼的二维机翼翼型为NACA0020，所述二维翼型NACA0020的弦长c为0.1m，将其作为翼根在展长方向上进行平面拉伸得到原始三维机翼；所述原始三维机翼为梯形三维机翼，其根梢比为 2：1，展弦比值为3.5，展长L为0.35m。
S3：将步骤S1得到的指数衰减曲线组合施加于步骤S2中得到的原始三维机翼，通过指数衰减曲线的参数变化实现对原始三维机翼前缘的控制变形。具体过程如下：将指数衰减曲线组合采用delta-shift控制变形方法施加于原始三维机翼前缘，即根据delta-shift变形方式，变形曲线位移距离通过等比例的控制原始三维机翼前缘，使得原本笔直的原始三维机翼前缘呈现与座头鲸前缘凹凸结构类似的形态，得到三维仿生机翼，本实施例中的参数化的指数衰减曲线三维仿生机翼，前缘凹凸结构由参数化的指数衰减曲线组合控制，指数衰减曲线组合与原始三维机翼展长一致；
根据指数衰减曲线组合中的三组特征参数的变化得到不同形态的具有前缘凹凸特征的三维仿生机翼；
所述指数衰减曲线组合的特征参数与指数衰减曲线的设计变量A、E、T 对应；组合中第一条指数衰减曲线的特征参数为A01、E01、T01，第二条指数衰减曲线的特征参数为A02、E02、T02；通过观察座头鲸鳍前缘凹凸结构形态定义指数衰减曲线组合中的第一条指数衰减曲线中的特征参数取值范围分别为A01[0.5，1.5]，E01[0.5，4.5]，T01[0，13]，第二条指数衰减曲线中的特征参数取值范围分别为A02[1，2.5]，E02[0.5，2.5]， T02[0，16]；
结合NSGAⅡ优化算法，设置优化初始个体12个，代数10代，交叉率0.8，突变率0.3；进行CFD数值模拟计算，设定计算工况雷诺数Re＝10^6，计算攻角范围为2°-26°，目标函数为失速角和最大升力系数，失速角表现为下一攻角升力系数小于当前攻角升力系数的攻角值。
应用构建好的参数化变形优化平台，最终得到的最优前缘凹凸三维仿生机翼设计参数为：其指数衰减曲线组合中的三组特征参数A01、A02、E01、 E02、T01、T02其取值分别为：1.156、2.406、1.84、1.626、4.314、5.60，计算得到其失速角为16°，较标准机翼失速角12°提升了33.3％，最大升力系数也得到了提升。
如图4所示，为原始三维机翼和三维仿生机翼的气动性能对比曲线图，原始三维机翼失速角为12°，在该角度之后升力系数迅速降低，阻力系数大幅增加；而三维仿生机翼在该角度时升力系数仍然继续增加至16°后表现出失速角特性。说明本方法能够得到气动性能更优的前缘凹凸三维机翼。
本发明中未尽事宜均为公知技术。
以上所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (6)
1.基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤：
S1：根据实际要求，对比捕捉到的海洋生物座头鲸鳍状肢前缘凹凸结构形状构建指数衰减曲线进行近似设计；
S2：确定标准截面形状，选用近似于座头鲸鳍的NACA0020翼型，将其在展长方向上进行拉伸得到原始三维机翼；
S3：将步骤S1得到的指数衰减曲线组合施加于步骤S2中得到的原始三维机翼，通过指数衰减曲线的参数变化实现对原始三维机翼前缘的控制变形。
2.根据权利要求1所述的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，其特征在于：所述步骤S1中，指数衰减曲线的定义如下：
指数衰减曲线在x方向上以正弦函数方式前进，y方向定义为指数衰减函数，式中：A、E、T三个设计变量代表振幅、衰减和周期；Z为方向控制曲线的高度；根据展长范围以及座头鲸鳍前缘凹凸形式定义z方向上设置两条指数衰减曲线；应用F-spline对两条指数衰减曲线进行连接，确保曲线光顺性，最终将两条指数衰减曲线结合得到指数衰减曲线组合。
3.根据权利要求1所述的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，其特征在于：所述步骤S2中，所述原始三维机翼的二维翼型为NACA0020，其弦长c为0.1m，将其作为翼根在展长方向上进行拉伸得到原始三维机翼，且原始三维机翼为梯形三维机翼，其根梢比为2：1，展弦比值为3.5。
4.根据权利要求2所述的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，其特征在于：所述步骤S3的具体过程如下：将指数衰减曲线组合采用delta-shift控制变形方法施加于原始三维机翼前缘，得到三维仿生机翼；根据指数衰减曲线组合中的三组特征参数的变化得到不同形态的具有前缘凹凸特征的三维仿生机翼；根据优化算法得到最优三维仿生机翼。
5.根据权利要求4所述的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，其特征在于：所述指数衰减曲线组合的特征参数与指数衰减曲线的设计变量A、E、T对应；组合中第一条指数衰减曲线的特征参数为A01、E01、T01，第二条指数衰减曲线的特征参数为A02、E02、T02。
6.根据权利要求5所述的基于指数衰减曲线前缘变形的仿生机翼参数化变形方法，其特征在于：所述最优三维仿生机翼的指数衰减曲线组合中的三组特征参数A01、A02、E01、E02、T01、T02的取值分别为：1.156、2.406、1.84、1.626、4.314、5.60。
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