仿生机翼流场的数值模拟

摘要:利用有限体积法对标准NACA63-210机翼进行了三维数值模拟计算,利用相同的模拟方法、网格结构和边界条件对仿生NACA63-210机翼进行数值模拟。分析了两种机翼表面的流场特性,并从压差阻力和摩擦阻力两个方面讨论了仿生翼气动特性提高的特性。

关键词:机翼;计算流体力学;仿生;减阻;数值分析

中图分类号:V214.1文献标识码:A文章编号:1009-3044(2010)16-4579-02

Numerical Simulation of Bionic Wing for Drag Reduction

ZHANG Li-hong1, LI Wei-jie2

(1.Mathmatic Office, Aviation University of Air Force, Changchun 130022, China; 2.Science department, Aviation University of Air Force, Changchun 130022, China)

Abstract: The 3-dimensional numerical simulation of the flows around the standard NACA63-210 airfoil surface were performed by the finite volume analysis method. The same simulation method, structural mesh and boundary condition are chosen for 3-D numerical simulations for the bionic NACA63-210 airfoil. The mechanism of the increment of the bionic wing were discussed based on the calculation results.

Key words: airfoil; computational fluid dynamics; bionic; drag reduction; numerical simulation

1 概述

长期以来,人们一直在寻找减小粘性流体流动阻力的方法。自然界的生物体已有40亿年的进化历史, 其中存在很多的巧妙的原理与结构。从仿生学角度出发,寻求减小粘性流体的阻力是一种简单、绿色环保的有效方法。

座头鲸的胸鳍非常独特,胸鳍前缘有巨大的圆形凸起和节结。座头鲸虽然体积庞大,但动作敏捷。本文在前人对座头鲸特殊的胸鳍实验研究基础上,对NACA63-210机翼的前缘做了类似座头鲸胸鳍前缘 “节结”设计,并采用专业流体分析软件FLUENT, 对仿生机翼流场进行数值模拟。

2 CFD前处理工作

2.1 模型的建立及离散化

运用PRO/E中基于NURBS方法建立三维机翼模型,如图1,机翼弦长为0.1m,机翼翼展为0.4m。仿生机翼最大弦长在机翼展长0.12m处和0.28m处,弦长为0.11m;最小弦长在机翼展长0.04m、0.2m和0.36m处,弦长为0.09m。利用Gridgen生成计算网格,为保证两翼计算可比性,在计算中建立相同的计算域和网格结构,生成的网格数为122×127×77。在翼面前后缘附近进行了加密。流场区域沿翼弦方向向前取8倍弦长,向后取11倍弦长。

2.2 边界条件

流场分析时认为流场稳定,各参数不随时间变化;流体为不可压缩流,密度和粘性等物理性质不随时间变化。采用速度入口边界和无滑移固体边界条件。假设自由来流的空气密度ρ=1.225 kg/m3, 空气粘性系数μ=1.7894×10-5 N・s/m2,选取雷诺数1.5×105流动状态,分别计算00、30、40、50、60、80攻角的气动特性。

3 计算结果

与标准机翼相比,仿生机翼升阻比除在0°减小外都增大,最大的升阻比增加率达到17.7%。如表1。

4 机理分析

如图2,仿生翼在0.2m处剖面的上表面机翼中前部的吸力最大,吸力减小的曲线较陡,减小较快,产生了较大的逆压梯度;在0.24m处的剖面上,上表面机翼中前部吸力变化快慢趋势基本一致,只是后缘的逆压梯度比标准翼大;在0.28m处的剖面,压力变化曲线比较平缓,逆压梯度最小,也只有在翼后缘逆压梯度才迅速增大。

仿生机翼的前缘有凹凸分布,凸出的机翼部分,则在上下压力差的作用下,流体从下表面绕过凸出的机翼部分两侧,翻转到上表面,因此在下表面产生向外的横向速度分量,而在上表面则正好相反,产生向内的横向速度分量。因而在凸出机翼部分两侧产生附着涡和延伸到尾流区的自由涡。涡的影响,使得有凸的机翼部分沿翼弦方向有效攻角减小,不容易发生气流分离;而在有凹的机翼部分沿翼弦方向的有效攻角增大,使得容易发生气流分离。从计算结果看,即使是在弦长和标准翼相同的地方,与标准翼相比较,也不容易发生气流分离,这是仿生翼升阻比增大的主要机理。

参考文献:

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