仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究.pdf
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1、文章编号:1672-9897(2023)04-0105-11doi:10.11729/syltlx20230028仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究黄逸军1,2,3,4,巩绪安1,2,马兴宇1,2,*,姜楠1,21.天津大学机械工程学院力学系,天津3003542.天津市现代工程力学重点实验室,天津3003543.西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家重点实验室,西安7100724.西南交通大学牵引动力国家重点实验室,成都610031摘要:受鸟类翼面覆羽结构特点的启发,在前期仿生流动控制工作基础上,本文设计了不同厚度的柔性锯齿型人工覆羽,将其分别安装于 NACA0018 平直机翼上翼面不同
2、弦长位置,通过实验考察大迎角条件下流动分离控制效果。实验在天津大学低湍流度风洞进行,采用坐标架对机翼尾流区进行扫掠测量,使用热线风速仪获取尾流区的平均速度和脉动速度信息,并使用高速相机拍摄人工覆羽的运动情况。通过平均速度分布、脉动速度均方根曲线、功率谱密度、小波能谱和小波等值云图等对不同厚度覆羽的流动分离控制效果进行对比分析。实验结果表明,对于小厚度覆羽:安装在机翼前缘附近时,能有效减小前缘剪切层和机翼上表面之间的距离,这是由于覆羽自适应振动促进了低频大尺度相干结构向高频小尺度相干结构的转化;安装在机翼尾缘附近时,机翼周围流场无明显变化。相反,对于大厚度覆羽,覆羽阻碍分离回流区沿机翼表面向前缘
3、发展,在靠近机翼尾缘时,流动分离控制效果较好。此外,本文还结合粒子图像测速技术绘制了覆羽的运动情况和周围流场流动示意图,验证了不同工况下人工覆羽的流动分离控制效果,对比分析了不同厚度覆羽实现流动分离控制的机理。关键词:仿生学;人工覆羽;流动分离控制;功率谱密度;小波分析;多尺度分析中图分类号:O357文献标识码:AExperimental study on the thickness dependence of bionics coverts forthe wing stall controlHUANG Yijun1,2,3,4,GONG Xuan1,2,MA Xingyu1,2,*,JIAN
4、G Nan1,21.Department of Mechanics,School of Mechanical Engineering,Tianjin University,Tianjin300354,China2.Tianjin Key Laboratory of Modern Engineering Mechanics,Tianjin300354,China3.National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research,NorthwesternPolytechnical Univer
5、sity,Xian710072,China4.State Key Laboratory of Traction Power,Southwest Jiaotong University,Chengdu610031,ChinaAbstract:Bio-inspiredbythecovertfeathersonbirdwings,theartificialcovertsofdifferentthicknesses were designed by using flexible materials,and they were installed at differentlocationsontheup
6、persideofaNACA0018wingmodelatahighangleofattack.Inthewindtunnelexperiments,thehot-wireanemometerwasusedtomeasurethevelocitydistributionsinthe wake flow,and therefore the time-averaged and turbulent fluctuation velocities wereobtained.Theflowseparationcontroleffectivenessofthedifferentthicknesseswere
7、analyzedbythetime-averagedvelocityprofiles,theroot-mean-squarevelocitydistributionsoftheturbulent收稿日期:2023-03-09;修回日期:2023-05-27;录用日期:2023-06-27基金项目:国家自然科学基金项目(11902218,11972251,12172242,12272265,12202310);翼型、叶栅空气动力学重点实验室稳定支持经费项目(61422010301);西南交通大学牵引动力国家重点实验室开放课题项目(TPL2306);中德合作研究小组计划项目(GZ1575);天津市
8、研究生科研创新项目(2022SKY058)*通信作者E-mail:引用格式:黄逸军,巩绪安,马兴宇,等.仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究 J.实验流体力学,2023,37(4):105-115.HUANGYJ,GONGXA,MAXY,etal.ExperimentalstudyonthethicknessdependenceofbionicscovertsforthewingstallcontrolJ.JournalofExperimentsinFluidMechanics,2023,37(4):105-115.第37卷第4期实验流体力学Vol.37,No.42023年8月Journ
9、al of Experiments in Fluid MechanicsAug.,2023fluctuations as well as their Power Spectral Density(PSD).The results show that,the thincovertsneartheleading-edgeeffectivelyreducethedistancebetweentheleading-edgeshearlayerandtheuppersurface,whereasinstallednearthetrailing-edge,theflowfieldaroundtheairf
10、oilhas mere change.On the other hand,for the thick coverts,the flow separation controleffectivenessisbetterthanthoseneartheleading-edge.Basedonthemulti-scalewaveletanalysis,theartificialcovertsimprovethetransformationoflow-frequencylarge-scalecoherentstructurestohigh-frequencysmall-scaleonesbyadapti
11、velyflutteringandflappingmotions,whichishighlyeffectiveforflowseparationcontrol.Keywords:bionics;artificialcovert;flowseparationcontrol;powerspectraldensity;waveletanalysis;multi-scaleanalysis 0 引言机翼失速是指在飞行的过程中,机翼迎角超过临界值后,上表面出现流动分离现象。Hand 等1采用数值模拟方法,研究了机翼在大雷诺数下的失速现象及其导致的升力下降、阻力增大、机翼叶片振动等多种问题。流动控制技术能
12、控制机翼表面的流动分离现象,其中被动流动控制方法无需外界能量输入,具有广泛的应用前景和极高的研究价值。自然界中,鸟类翅膀的覆羽结构蕴含着特殊的流动控制机理2。1934 年,Graham3研究了猫头鹰翅膀的结构特点,认为其主要分为前缘锯齿结构、尾缘刘海结构和绒毛状表面结构。1991 年,Howe4-5通过理论分析研究了锯齿尾缘翼型的降噪效果,并通过实验进行了验证。Chen 等6研究了猫头鹰羽毛的微观结构,通过吸声测量对比猫头鹰和普通秃鹰羽毛,证实了猫头鹰翼羽的抑声特性。2014 年,Winzen等7利 用 高 分 辨 率 粒 子 图 像 测 速 技 术(ParticleImage Velocim
13、etry,PIV)和时间分辨的测力方法,分析了猫头鹰翅膀前缘梳状结构对流场和整体气动表现的影响。Wang 等8基于仿生猫头鹰翼型,设计了一种斜弧后缘锯齿翼型,采用数值模拟方法研究了尾缘锯齿与翼型声学、气动性能的关系。杨景茹等9采用数值模拟方法研究了不同迎角下锯齿尾缘对翼型气动性能和绕流流场的影响,发现锯齿尾缘能延迟边界层分离。Avallone 等10利用PIV 研究了带尾缘锯齿的 NACA0018 翼型上翼面的三维流场,结果表明锯齿吸力侧形成的湍流结构尺度沿流向减小。Jones 等11对锯齿尾缘和平板尾缘的 NACA0012 翼型进行数值模拟,认为尾缘的锯齿状结构打破了进入尾流的大尺度湍流结构
14、,并促进了源自锯齿结构旋涡的发展。Arce 等12通过 PIV 获取了尾缘锯齿压力侧、吸力侧和尾流区的流场,对比了不同机翼迎角和不同锯齿尾缘迎角下流场的变化情况。测量结果表明:锯齿能影响尾流区流场,锯齿尾缘迎角影响更加显著。Brcker 等13在 NACA0020翼型上翼面靠近尾缘部分密集安装了弹性梳状襟翼,将机翼放置在水槽中,利用 PIV 测量了机翼运动和周围流场,获取了梳状襟翼的运动状态,对比了上翼面旋涡的发展过程,验证了梳状锯齿对机翼周围流场的控制效果。李彪辉等14在上翼面前缘部分安装柔性和刚性2 种材料的锯齿装置进行实验,发现柔性材料对流场的控制效果更显著。巩绪安等15在尾缘分别安装柔
15、性、刚性和弹性锯齿材料,分析了不同材料锯齿装置对机翼气动性能的影响,发现柔性材料的控制效果优于其他材料。巩绪安等16还使用柔性材料制作了3 种不同厚度和面密度的锯齿装置,分别安装在50%和 90%弦长位置,以分析柔性锯齿产生扰动的传播机理。马兴宇等17将柔性锯齿分别安装在机翼前缘和尾缘,对比分析了锯齿装置对前缘剪切层和尾缘剪切层的影响,并通过多尺度小波分解研究了尾流区流场的变化。现有研究主要集中于刚性尾缘锯齿装置,即将刚性锯齿装置加装在尾缘位置,研究机翼的气动性能和控制机理。研究结果表明:刚性尾缘锯齿主要通过控制尾缘回流和尾流区剪切层的发展控制流动分离现象。本文实验基于猫头鹰翅膀结构,设计了不
16、同厚度的柔性仿生学人工覆羽,模拟了鸟类翅膀不同部位羽毛的结构差异。将覆羽安装在机翼上翼面不同位置进行风洞实验,模拟了鸟类翅膀不同位置覆羽的流动控制效果。使用热线风速仪扫掠测量尾流区流场并使用高速相机拍摄覆羽运动情况,还利用PIV 获取覆羽附近的流场信息。通过对比不同工况106实验流体力学http:/下流场的变化,研究各工况下覆羽的流动分离控制效果,分析大、小厚度覆羽各自的流动分离控制机理。1 实验装置Re=uc/实验在天津大学流体力学实验室低湍流度回流风洞中进行,实验段尺寸为2300 mm(长)1000 mm(宽)1000 mm(高),来流速度 u=25.0 m/s,背景湍流度 I0=0.13
17、%。使用 NACA0018 二维翼型,弦长 c=300 mm,展向长度 l=1000 mm。基于来流速度 u和弦长 c 的雷诺数 Re 约 5 105(,为运动黏度)。机翼迎角 设定为 15,将机翼竖直放置在风洞内。通过 IFA300 热线风速仪对尾流区不同位置进行扫掠测量,采样频率为 4000 Hz,每个测量点位采样时间为 65.5 s,采样点数 N=262144。本实验使用 TSICCTS1193E 型自动控制坐标架,可在 3 个互相垂直的方向精确移动,每个方向上的最小移动步长为 0.01 mm,最大移动范围为 600 mm。使用直径 5 m 的钨丝热线,过热比设置为 1.5。图 1 为实
18、验装置平面直角坐标系二维剖面图,对应于风洞顶部的俯视图,坐标原点(x/c,y/c)为(0,0),设定在二维翼型 50%弦长处的中心位置。uyxy/c=0.6y/c=0.233210 mmc=300 mm15O图 1 实验装置二维剖面图Fig.1 Two dimensional diagram of experimental setup为尽可能减小风洞壁面对流场的影响,将三维坐标架移动热线探头固定在 x/c=0.7、水平高度位于机翼展向长度中间位置处。在 y 方向上,测量点位从 y/c=0.233 开始,到 y/c=0.600 结束,共 20 个点位,坐标设置如表 1 所示。实验设置了原始翼型作
19、为对照组,记为 CLEAN组。仿生学锯齿状柔性人工覆羽装置厚度为 0.05 和1.00 mm 的实验组分别记为 A 组和 B 组,其面密度分别为 0.0045 和 0.1300 g/cm2。覆羽的整体长度为390 mm,宽度为 50 mm,其中连接段宽度为 20 mm,锯齿段齿距 15 mm,齿高 30 mm,如图 2 所示。图中锯齿装置红色部分表示覆羽与机翼的连接位置,安装时覆羽位于上翼面展向中心位置,其中心线与热线探头水平高度保持一致。将人工覆羽装置安装在机翼上翼面,模拟鸟类飞行时不同部位覆羽对周围流场的影响。以上翼面不同弦长位置为基准,每组按照覆羽的安装位置分为 6 个工况,不同工况对应
20、的安装位置如表 2 所示。表 1 热线测量点位对应坐标Table 1 Coordinates of hot wire measurement points测量点位y/c测量点位y/c10.233110.20020.167120.23330.117130.26740.083140.30050.050150.33360160.36770.050170.40080.100180.45090.133190.500100.167200.6000.2c0.1c0.4c0.8c0.6c1.0c20 mm 30 mm50 mm390 mm15 mm图 2 人工覆羽装置设计尺寸和安装位置Fig.2 Design
21、 size of artificial coverts and its installation location表 2 不同工况下人工覆羽装置安装位置Table 2 Installation location of artificial coverts in different cases工况安装位置工况安装位置A10.1cB10.1cA20.2cB20.2cA30.3cB30.3cA40.6cB40.6cA50.8cB50.8cA61.0cB61.0c第 4 期黄逸军等:仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究107 2 数据处理与分析 2.1 尾流区时域分布特征u(t)u(t)=u+u
22、(t)uu(t)u u使用热线风速仪获取某一测量点位的瞬时速度信号,通过公式进行速度分解,得到该点的平均速度 和脉动速度。图 3、4 为CLEAN 组分别与 A、B 组的尾流区平均速度剖面对比,图中横坐标 y/c 为无量纲化法向坐标,纵坐标/为无量纲化平均速度。0.20.2 0.100.10.2y/c0.30.40.50.60.40.60.81.0u/uCLEANA1A2A3A4A5A6图 3 CLEAN 组和 A 组尾流区平均速度剖面Fig.3 Average velocity profile of cases CLEAN and A1 to A60.20.2 0.100.10.2y/c0.
23、30.40.50.60.40.60.81.0u/uCLEANB1B2B3B4B5B6图 4 CLEAN 和 B 组尾流区平均速度剖面Fig.4 Average velocity profile of cases CLEAN and B1 to B6 u u图 3 中,安装位置靠近前缘的 A1、A2、A3 组控制效果较好,曲线的极小值明显高于 A 组其他工况,与来流速度的比值/约为 0.45,极小值位置更靠近尾缘;而安装位置靠近尾缘的 A4、A5、A6 组曲线与 CLEAN 组相似。CLEAN 组中尾流区前缘剪切层上边界位于 y/c=0.4 附近,在 A1 和 A2 组中该边界下降至 y/c=0
24、.1 附近。A3 组的控制效果最好,曲线在测量点位 3 快速降低至极小值,随后以较大斜率逐渐上升,幅值大小在测量点位 6 恢复至来流状态。图 4 为 CLEAN 组与 B 组尾流区平均速度剖面对比。从图中可以看出:随着覆羽安装位置的移动,不同工况呈现出递进变化趋势,B1 组与 CLEAN 组曲线接近,从 B1 组开始,安装位置越靠近尾缘,流动控制效果越好。B4 和 B5 组尾流区的前缘、尾缘剪切层与分离回流区的整体厚度小于 y/c=0.2,曲线达到极小值后以较大斜率恢复至来流状态,此时前缘剪切层更薄。该工况下 B5 组控制效果最好,曲线极小值与来流速度之间的比值最大,前缘、尾缘剪切层间的分离回
25、流区厚度最薄。在平均速度剖面图中,曲线达到极小值后的斜率和斜率较大区域所包含的范围能反映了前缘剪切层的发展程度,幅值较小的部分曲线反映了上翼面分离回流区发展至尾流区的范围。将 A 组和 B 组按照安装位置进行对比,可以初步发现:A 组覆羽安装在前缘附近时流动控制效果较好,安装在尾缘附近时基本没有控制效果;B 组覆羽安装在尾缘附近时具有较好的流动控制效果,随着安装位置向前缘移动,流动控制效果逐渐减弱。分析 A6 和 B6 组可以发现:在 100%弦长位置安装覆羽对尾流区影响极小。结合实验现象进行分析:当覆羽位于机翼尾缘处,尾缘附近流场发生回流现象,绕过尾缘进入上翼面并形成分离回流区,此时覆羽在压
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