CN114572340B - 一族水下高升力低空化翼型 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一族水下高升力低空化翼型,应用于机翼翼稍位置或翼根位置;当应用于机翼翼稍位置时:翼型的升力系数为1.0,最大相对厚度12%,最大厚度位置23.9%C,最大弯度2.87%,最大弯度位置25.6%C;其中,C为弦长,上述参数均以弦长为1为基准;本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求,设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型,该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型,具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点,满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。
Description
技术领域
本发明属于水下机翼技术领域,尤其涉及一族水下高升力低空化翼型。
背景技术
海流能(潮流能)是可再生清洁能源,具有广阔的开发前景。海流能发电机是指利用海流动能进行发电的装置,是继风能之后具有大规模开发潜力的能源获取方式。常见的海流能发电装置有水面漂浮箱+水平轴(或垂直轴)叶片式、海底立桩+水平轴(或垂直轴)叶片式、水面漂浮扩张管涡轮式、水下机翼+发电涡轮式等。
水下机翼+发电涡轮式海流能发电装置具有发电效率高、设备简单等优点,具有开发潜力。水下机翼是升力机构,需要提供足够升力使发电机组悬浮海中。翼型是组成机翼的基本单元,翼型性能直接影响机翼的气动性能。
水下机翼和空中机翼由于使用介质的不同,对翼型性能要求又有不同:(1)两者的失速特性有所不同;(2)水下翼型存在空泡问题;(3)两者设计目标不同。翼型在空中和水中最大的区别是水中存在空泡现象,即当某区域的压力降至某一临界值时,这一区域将出现空泡。空泡的出现将带来不利的影响,泡状空泡的生成和溃灭,将产生剧烈的激振力和噪声,并在翼面产生空化剥蚀,而大面积的片状空泡将导致水动力性能的改变,如升力系数的降低等等。因此,水下翼型的设计必须考虑降低空泡化。
发明内容
本发明的目的是提供一族水下高升力低空化翼型,以提升水下机翼的抗空化性能。
本发明采用以下技术方案:一族水下高升力低空化翼型,应用于机翼翼稍位置或翼根位置;
当应用于机翼翼稍位置时:
翼型的升力系数为1.0,最大相对厚度12%,最大厚度位置23.9%C,最大弯度2.87%,最大弯度位置25.6%C;
其中,C为弦长,上述参数均以弦长为1为基准。
进一步地,当应用于机翼翼根位置时:
翼型的升力系数为1.2,最大相对厚度15%,最大厚度位置25.6%C,最大弯度3.00%,最大弯度位置27.3%C。
本发明的有益效果是:本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求,设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型,该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型,具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点,满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。
附图说明
图1为本发明一个实施例中WA1210翼型的翼型外形示意图;
图2为本发明另一个实施例中WA1512翼型的翼型外形示意图;
图3为本发明验证实施例1中WA1210翼型和NACA65A412翼型升力对比示意图;
图4为本发明验证实施例1中WA1210翼型和NACA65A412翼型升阻比对比示意图;
图5为本发明验证实施例1中WA1210翼型和NACA65A412翼型俯仰力矩系数对比示意图;
图6为本发明验证实施例2中WA15125翼型和NACA23015翼型的升力系数对比示意图;
图7为本发明验证实施例2中WA15125翼型和NACA23015翼型的升阻比对比示意图;
图8为本发明验证实施例2中WA15125翼型和NACA23015翼型的力矩系数对比示意图;
图9为本发明验证实施例3中WA1210翼型和对比的NACA65A412翼型在设计升力系数Cl.d=1.0下压力分布的对比曲线示意图;
图10为本发明验证实施例4中WA1512翼型和对比的NACA23015翼型在设计升力系数Cl.d=1.2下压力分布的对比曲线示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明公开了一族水下高升力低空化翼型,应用于机翼翼稍位置或翼根位置。当应用于机翼翼稍位置时:翼型的升力系数为1.0,最大相对厚度12%,最大厚度位置23.9%C,最大弯度2.87%,最大弯度位置25.6%C;其中,C为弦长,上述参数均以弦长为1为基准。
当应用于机翼翼根位置时:翼型的升力系数为1.2,最大相对厚度15%,最大厚度位置25.6%C,最大弯度3.00%,最大弯度位置27.3%C。
本发明具有以下特点:
(1)层流设计,增加设计点升阻比;(2)增加前缘半径,减小前缘负压峰值,降低空化;(3)最大厚度位置前移,增加最大升力系数和失速迎角;(4)增加弯度,增加升力系数;(5)力矩系数绝对值较小。
具体的,当应用于机翼翼稍位置时,翼型的上表面坐标点位置为:
翼型的下表面坐标点为:
其中,Xup/C表示翼型的上表面横坐标,Yup/C示翼型的上表面纵坐标,Xlow/C表示翼型的下表面横坐标,Ylow/C表示翼型的下表面纵坐标。
在该实施例中,将其命名为WA210翼型,如图1所示,该翼型的设计状态:Ma=0.02,雷诺数Re=4×106;相对厚度12%;升力系数Cl.d=1.0;升力系数对应升阻比(L/D)d>120;失速迎角αstall>16°。
当应用于机翼翼根位置时,翼型的上表面坐标点位置为:
翼型的下表面坐标点位置为:
其中,Xup/C表示翼型的上表面横坐标,Yup/C示翼型的上表面纵坐标,Xlow/C表示翼型的下表面横坐标,Ylow/C表示翼型的下表面纵坐标。
在该实施例中,将其命名为WA1512翼型,如图2所示,该翼型的设计状态:Ma=0.02,雷诺数Re=4×106;相对厚度15%;升力系数Cl.d=1.2;升力系数对应升阻比(L/D)d>100;失速迎角αstall>16°。
另外,本发明还对上述的翼型进行了效果对比验证。
验证实施例1:
本实施例用于比较本发明的WA1210翼型与同类对比翼型气动性能的差异。对比翼型使用经典的NACA65A412翼型,此翼型为NACA6系列自然层流翼型,相对厚度12%,具有良好的气动性能。
使用翼型气动性能分析软件计算了WA1210翼型和NACA65A412翼型的气动性能,如图3所示,其横坐标为迎角,纵坐标为升力系数,在该图中,实线为WA1210翼型,虚线为NACA65A412翼型。计算使用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS),计算马赫数Ma=0.02,雷诺数Re=4×106,自然转捩,使用S-A湍流模型。从图中可以看出,WA1210翼型最大升力系数1.67,失速迎角16.5°,优于NACA65A412翼型且满足设计要求。如图4所示,为WA1210翼型和NACA65A412翼型升阻比对比示意图,在该图中,实线为WA1210翼型,虚线为NACA65A412翼型。从该图中可以看出,WA1210翼型最大升阻比(L/D)max=146.45146.45,在升力系数Cl.d=1.0时升阻比(L/D)d=137.05,明显优于NACA65A412翼型升阻比且满足设计要求。如图5所示,为WA1210翼型和NACA65A412翼型俯仰力矩系数对比示意图,实线为WA1210翼型,虚线为NACA65A412翼型,从该图中可以看出,WA1210翼型升力系数线性段|Cm|<0.1,优于NACA65A412翼型,俯仰力矩系数满足设计要求。进而,根据图3-5可知,WA1210翼型性能全面优于NACA65A412翼型。
验证实施例2:
本实施例用于比较本发明的WA1512翼型与同类对比翼型空气性能的差异。对比翼型使用教练机上常用的NACA23015翼型,此翼型为NACA2系列翼型,综合性能好,通常用于商务飞机,相对厚度15%。
使用翼型气动性能分析软件计算了WA15125翼型和NACA23015翼型的气动性能,如图6、图7和图8所示,实线为WA1512翼型,虚线为NACA23015翼型。计算使用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS),计算马赫数Ma=0.0.02,雷诺数Re=4×106,自然转捩,使用S-A湍流模型。图6为升力系数对比示意图,图7为升阻比对比示意图,图8为力矩系数对比示意图。可以看出:
(1)WA15125翼型最大升力系数1.675,失速迎角16.5°,优于NACA23015翼型,满足设计要求;
(2)WA15125翼型显著提高了高升力时的升阻比,最大升阻比(L/D)max=181,在升力系数Cl.d=1.0时升阻比(L/D)d=141,优于NACA23015翼型,满足设计要求;
(3)升力系数线性段|Cm|<0.1,优于NACA23015翼型,俯仰力矩系数满足设计要求。
进而可知,WA15125翼型性能全面优于NACA23015翼型。
验证实施例3:
水下翼型的重要设计点是降低空泡化,即降低上表面的负压峰值和负压范围。本实施例通过计算验证设计的WA1210翼型(12%相对厚度)和对比翼型在设计状态的压力分布,验证设计翼型的防空化性能。
计算使用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS),计算马赫数Ma=0.0.02,雷诺数Re=4×106,自然转捩,使用S-A湍流模型。图9为WA1210翼型和对比的NACA65A412翼型在设计升力系数Cl.d=1.0下,压力分布的对比曲线示意图。实线为WA1210翼型,虚线为NACA65A412翼型。从该图中可以看出,NACA65A412翼型上表面的负压峰值Cp,min=-3.6,设计翼型WA1210上表面的负压峰值Cp,min=-1.62,显著降低了前缘负压峰值,降低了前缘上表面的空化性能。
验证实施例4:
本实施例通过计算验证设计的WA15125翼型(15%)和对比翼型NACA23015翼型在设计状态的压力分布,验证设计翼型的防空化性能。
计算使用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS),计算马赫数Ma=0.02,雷诺数Re=4×106,自然转捩,使用S-A湍流模型。计算使用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS),计算马赫数Ma=0.0.02,雷诺数Re=4×106,自然转捩,使用S-A湍流模型。
图10为WA1512翼型和对比的NACA23015翼型在设计升力系数Cl.d=1.2下,压力分布的对比曲线,实线为WA1512翼型翼型,虚线为NACA23015翼型。从该图中可以看出NACA23015翼型上表面的负压峰值Cp,min=-4.06,设计翼型WA1512上表面的负压峰值Cp,min=-2.50,显著降低了前缘负压峰值,降低了前缘上表面的空化性能。
Claims (3)
2.如权利要求1所述的一族水下高升力低空化翼型,其特征在于,当应用于机翼翼根位置时:
翼型的升力系数为1.2,最大相对厚度15%,最大厚度位置25.6%C,最大弯度3.00%,最大弯度位置27.3%C。
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