基于仿鸽子翼型的风力机叶片结构气动性能分析

于洪文，徐成宇

（长春理工大学 机电工程学院，长春 130022）

随着世界经济的突飞猛进，地球上可用的自然资源趋于耗尽，能源消耗出现总量和人均消耗量同步增长的趋势[1］。可再生能源的发展已成为不可避免的问题。作为可再生的绿色能源，风能有效地抑制了环境污染，被大规模商业利用，对于风力机轻风启动，有效利用风能的研究非常具有现实意义。

目前各国学者对于风力机叶片的研究主要都是控制叶片表面的流场，以此达到提高升力、降低阻力的目的。仿生思想的出现让人类文化发生巨大改变[2-5］，如仿鱼类形骸制造船只，仿鸟类翅翼制造飞机机翼，仿蝙蝠的声波定位制造了雷达等等。从十九世纪全球首台风力发电机出现至今，随着技术的成熟，对于叶片的减阻主要有仿鲨鱼皮的条纹减阻[6］；海豚表面柔顺壁减阻及壁面震动减阻。传统风力机叶片外轮廓十分侧重光顺，这种形式会使得叶片轮廓的流体由中心向翼尖的径向运动，有些学者在风力机叶片上安装了翼刀，利用翼刀使气流转变为叶片的推动力[7］。

鸮形目鸟类宽大的翅膀使得飞行灵活自如；鸮类翼羽具有序贯排列的特征，使得鸮的飞行快速无声，被称为自然界中的夜间“隐形飞行器”，与这一特点相适应的是鸮类特有的翼羽序贯罗列形成的凹凸结构前缘，使流体顺着翼羽的方向运动，阻止流向涡的展向运动，对鸮类的减阻降噪发挥了作用[8］；通过研究发现鸽子的羽毛表面有一个典型的非光滑结构，羽毛沿着羽轴呈现放射状模式分布[9］，形成了表面凹凸结构外缘。本研究依据仿生耦合技术[10-13］，基于NACA0015翼型数据及鸽子前缘序贯排列结构通过图1路径进行优化，设计连续的仿生耦合凹凸结构，使得前缘产生反向旋转涡，抑制湍流，提高翼型升力。

图1 仿生翼型设计流程

1 翼型数据提取及优化

通过逆向工程对鸽子翅翼进行点云数据提取，设备为长春中锐汽车零部件有限公司三综合实验室的法如HD蓝光三维扫描仪，如图2所示，仪器精度为0.01mm，测量范围为1.81m，内置触摸屏PC及携带高精度三维扫描头。利用光学原理非接触式点数据测量方法，这种方法主要应用于表面复杂性和表面变化大对精度要求不高的物理测量[14］。

通过测量鸽子翅翼宽170mm、翼展长为252mm，如图3所示，进行点云数据采集后进行数据拟合，运用逆向软件CATIA对数据处理，生成高质量的曲线，利用创成式外形设计和自由曲面生成最优曲面。

图2 法如HD蓝光三维扫描仪

图3 鸽子翅翼

2 仿生翼型叶片分析设计

2.1 流体动力学分析

当流体流过翼型叶片时，翼列速度三角向量关系图如图4所示。在切线方向以速度u运动，流体以速度W1及入口角β1流入翼列，以速度W2及出口角β2流出翼列，推导计算示意图如图5所示[15］。

图4 旋转翼列对流体作用图

图5 叶片计算示意图

其中：

W1：流体流入叶片的相对速度，m/s；

W2：流体流出叶片的相对速度，m/s；

W∞：流体流经叶片的相对平均速度，m/s；

W1u：W1径向速度分量，m/s；

W2u：W2径向速度分量，m/s；

W∞u：W∞径向速度分量，m/s；

△Cu：流体经过翼列的径向速度差，m/s；

u：翼列旋转速度，m/s；

Cm：轴向的速度分量，m/s；

H：升力，N；

CL：升力系数；

通过分析，升力可以表示为：

ρ：流体密度，Kg/m3；

b：叶片展长，m；

S：叶片节距，m；

根据以上公式，可以推导出S和c对CL的影响。

2.2 仿生翼型叶片设计

图6 翼型结构示意图

图7 翼型模型

2.3 划分网格

仿真翼型计算域应用结构化网格实行离散，依据翼型的外部特征，为了使划分的计算域不影响计算结果分析，计算域前端到达翼型为12.5C，后端到达翼型为20C，两端面到达翼型为15C[16］，为了使仿真数据更加真实，对翼型网格进行加密细化。

3 翼型求解及结果分析

3.1 求解及边界条件

本文选取标准大气压下，温度为298.15K，密度为1.225Kg/m3，雷诺数为1.58×105，马赫数为0.073，来流攻角为16°进行流场分析。在翼型模拟过程中使用流固耦合法，选用Shear Stress Transport（SST）湍流模式进行求解。边界条件设置：翼型计算域的入口及出口选择压力远场，由于风力机工作环境影响，马赫数设置为0.073、来流攻角为16°；翼型设定为固定壁面，与翼型连接两侧面设为对称面，粗糙度为0.02mm条件下进行流场分析。

3.2 数据结果对比

标准大气压、马赫数为0.073条件下最为接近风力机工作环境，在这种情况下实行空气特性剖析，计算结果比较符合实际工况；翼型表面压力分布如图8所示。从表面压力云图8可以分析出翼型周身压力分布的差异，负压区主要分布在上轮廓，而且主要存在在前缘部分，上轮廓较大的负压迫使翼型上升。通过对比翼型表面压力云图可知，在仿生翼型下轮廓区域压力分布基本相同，上轮廓有很大的负压区，因为这个压差仿生翼型比NACA0015升力有较好的表现。而且在马赫数为0.075、来流攻角16°条件下NACA0015翼型升力系数为0.0192、前缘凸起0.85C翼型升力系数为0.0218、后缘凸起0.85C翼型升力系数为0.0255、前后缘凸起0.9C翼型升力系数为0.0229。

在距离翼型根部0.09m处建立截面，通过CATIA软件测量翼型数据迎风面积，发现NACA0015翼型迎风面积为0.019m2，但前缘凸起0.85C翼型和前后缘凸起0.95C翼型迎风面积均为0.018m2；图9为翼型0.09m截面静压力云图，可以分析出，由于仿生翼型前端凹凸结构减小了迎风面积，从而降低了压差阻力；而且由于仿生翼型前端流速大，在表面形成了很大的压差现象。图10为翼型0.09m截面速度流线图，从图中可以看出，由于翼型前端表面速度很大，而且NACA0015翼型上表面气流分离造成了一部分升力的损失；仿生翼型表面速度明显大于NACA0015翼型，从而减小阻力、提高升力。

在马赫数0.073、来流攻角为16°条件下，NACA0015翼型与仿生翼型气动参数曲线如图11（a）、图11（b）所示。后缘凸起翼型随着改变结构弦长的增加阻力系数增大，但升阻比呈现减小的趋势，当改变结构弦长为0.85C时，后缘凸起翼型升阻比达到最大值9.223。

图8 翼型上下表面压力云图

图9 0.09m截面静压力云图

图10 0.09m截面流线图

图11 NACA0015与仿生翼型阻力系数、升阻比变化图

表1 NACA0015与仿生翼型各气动参数变化

翼型周身剪切力的数值可以直观反映翼型周身的摩擦数值，翼型周身剪切数值越高，则周身遭遇的摩擦越大；图12为翼型剪切力云图，NACA0015翼型前端遭遇的剪切数值与仿生翼型相比，仿生翼型前端遭遇的剪切数值较大，这表明翼型周身遭遇的摩擦数值也较高，那么在前端的气流会发生剧烈的变化而造成较大的负压区。翼型受到的阻力是由于摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力造成。涡流是形成诱导阻力的主要原因，由于上轮廓的流速快且压力小，而下轮廓的流速慢且压力大，使得临近上轮廓流体向速度低的下轮廓空间运动，而下轮廓的流体向对立的方向运动，所以在流过翅翼表面后产生漩涡，形成诱导阻力。虽然摩擦力增加，但仿生翼型凹凸结构减小了迎风面积，对于流体进行了有效切割，降低压差阻力，促使仿生翼型的总阻力降低。当马赫数为0.073、来流攻角16°时，表1直观的体现出仿生前缘凸起翼型平均减阻率为8.11%，仿生后缘凸起翼型平均减阻率为11.15%，仿生前后缘凸起翼型平均减阻率为12.59%；仿生翼型总平均增升率为31.98%。

图12 翼型Wall-shear云图

图13 NACA0015与仿生翼型表面流线图

在马赫数为0.073、来流攻角16°条件下，翼型表面流线图如图13所示，翼型表面大部分气流是沿翼型弦长方向流动的，在经过前缘突起的气流形成了相对明显的沿翼展方向流动的现象。沿翼型由前缘向尾缘观察涡流现象越来越不明显，这是由于尾缘区域风速增加导致的现象。仿生翼型对表面流体起到了有效改善，改变结构的翼型对提高升力，降低阻力有了很大的提高。

4 结论

运用ANSYS仿真模拟方法对NACA0015翼型与仿生翼型空气动力特性进行分析，通过分析得出了翼型上下表面压力分布、表面流场变化、剪切应力分布及增升减阻各气动系数，通过对比研究结果表明：

（1）提取鸽子翅翼点云研究发现，鸽子翅翼前缘及后缘均有凹凸结构，基于NACA0015翼型设计优化了前缘凸起、后缘凸起及前后缘凸起翼型。

（2）由于仿生翼型的凹凸结构，在增高升力方面相比于NACA0015翼型有很大改善，在马赫数为0.073、来流攻角16°条件下仿生前缘凸起翼型、仿生后缘凸起翼型及仿生前后缘凸起翼型在提升力方面比NACA0015分别提高了13.39%、32.7%及19.04%，降低阻力达到了11.36%、12.48%及10.03%。说明了仿生翼型实现了降低阻力，增加升力。

（3）研究计算结论得出了仿生翼型具有良好空气特性的原因，并提供了四种翼型的比照剖析结论，对新型翼型叶片优化具有参考价值。

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