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1、西北工业大学硕士学位论文低马赫数、低雷诺数翼型非定常流数值模拟姓名：谢飞申请学位级别：硕士专业：流体力学指导教师：叶正寅20030101西北丁业大学砸士论文摘要本文以小型昆虫翼面运动的模拟为出发点，作为研究的第一步，将翼面运动的研究简化成翼型的沉浮和俯仰两种运动的耦合，然后利用N s 方程去求解这种扑动翼型的流场。由于在流场求解的过程当中，随着翼型的扑动，每一步都需要生成新的网格，为了提高网格生成速度，我们采用效率较高的代数插值方法。另外我们求解的是极低马赫数下的流场( M 1 0 ) ；( 2 ) 诱导频率小；( 3 )雷诺数高( 雷诺数大干1 0 0 0 ，0 0 0 ) ；相反，昆虫的扑
2、翼中，一般来讲，展弦比小于5 ，诱导频率大于O 2 ，雷诺数小于3 0 ，0 0 0 。而且，在翼型剖面结构和翼表面状况之间的差别也是很明显的。在飞行状态下，扑翼和旋转翼间亦存在重大的差别：( 1 ) 拍动翼飞行周期中，其前冲速度是正弦导数而非恒定。( 2 ) 做顺桨运动以得到升力，它主要是由在动力行程和回复行程的末端而不是旋转翼剖面的端，作用在机翼上端的吸力。( 3 ) 顺浆铰链有大的角旋转，分别在半周期，内转，仰转的反向终端。lu葛。弓辱8u鲁uEg8 u 互兰山一d11c岩ug苎uo 世oI 色巴言z西北工业大学碗士论文因此，旋转翼气动力的定量结果不能直接应用。对机翼旋转在雷诺数为2 ，
3、4 0 0_ 卜的非定常气动性能效应的研究，证实了：在一个很高诱导频率( k - 2 5 ) 的中心涡流线的影响下，在旋转阶段产生了一个高的升力系数( C 1 = 2 7 ) 。如前所述，薄翼在头部总有一个分离泡。当分离泡部分从翼型脱落时，发生完全失速。涡进一步引起尾缘附近反向旋转涡的脱落。在拍动飞行中，在同样的速度和迎角下，其翼产生超过定常运动的升力。特别强调的是：扑翼高升力的产生是流动分离或分离泡或尾缘及其附近的泡的效应，尤其是由仰转过程的俯仰旋转而引起，这被作为昆虫飞行的一个新的机理。对昆虫飞行来讲，困其机翼不是流线型的而是在头部为波状的或角状的，任何昆虫总是依赖部分分开的机翼飞行。特别
4、提到的是：在悬停飞行中，因为低的机翼速度而需高的升力系数。此时，昆虫有时采用气动失速来产生大的平均升力。若是在拍动的动力行程或下行程的终端附近，以高的前冲速度飞行，则能够产生大的升力系数。在许多文献中，如前所述，强调绕叶片元件有一大的环量r ，它主要由绕头部的快速流动引起。然而，若平移速度U ( 在气动中心或靠近c 4 处)很小，例如内转中，则气动力会很小，因为升力L = P U F 。对低雷诺数，低展弦比机翼，与其它机翼相比，昆虫的阻力系数是如此之大，以至于最大升阻比发生在大升力系数处。在小昆虫的扑翼飞行中，在机翼转动的过程中产生较大的升力，因此在动态滞止引起的最大升力系数增高的下行程过程中
5、，以高速产生大升力。3 表面粗糙度的影响国内外初步研究表明，一般情况下，表面粗糙度降低，升力线斜率、最大升力系数、升阻比都变差。4 高升力机理研究在下拍过程中，空气绕头部形成漩涡，并形成一个强烈的前缘涡。对于弦线雷诺数( 小于5 ，0 0 0 ) 尖头薄翼翼型，如果它在大迎角下运动，就会出现层流前缘涡。前缘涡的环量增强了附着涡因此增加了升力。对天蛾运动的观察发现，在前缘涡里西北T 业犬学顺七论丈有一很强的沿着展向流动，当这个流动与前缘漩涡运动结合时，这就形成了螺旋形的前缘涡。展向流动使涡向翼梢移动，在那里它与翼尖涡联合，从而防止了前缘涡的脱落。因此，展向流动稳定了前缘涡，对整个下拍过程而言，延
6、长了动态滞止的有利效应，并产生足够的升力以支撑重量。对于昆虫来讲，沿着展向存在着拍动速度梯度，从而引起了动压梯度，这种动压梯度就形成了展向的流动。前缘涡周期性的增长和从机翼脱落( 在二维流动中) ，限制了平均升力系数。展向流动及所引起的螺旋形的前缘涡，在层流雷诺数下是明显的现象，但当过渡到湍流时则消失。这并不奇怪，因为即使是在层流的情况下，前缘涡也最终经历螺旋形涡中心的分离和沿展向升力的减少。高雷诺数下湍流的引入可能破坏涡的完整，并将之缩减到一般的二维非定常流动。5 扑翼的一个完整的拍动过程在下拍的多数过程中，有一强烈的圆锥螺旋前缘涡，中心有一很强的展向流动。这导致上表面负压力范围的稳定增加，
7、从而升力增加。在下拍的后半部分：翼梢出现另一个前缘涡，中心也有螺旋流动，但是这个涡朝机翼下表面移动。在接下来的仰转中：这两个涡逐渐改变其形状。随着机翼到达机翼拍动的底部，它们与一翼梢涡( 在仰转开始时出现) 结合，形成一钩状涡。在仰转的后半部分：涡强烈变形，迅速瓦解，超出两个前缘涡在展向中点的结合处，从尾缘脱落。在上拍刚开始：不出现前缘涡上下表面的流动几乎光滑。上拍的后半部分：出现前缘涡。内转过程中：上拍时出现的前缘涡还在，但不在上表面。下表面下有一尾涡，是内转上半部分机翼转动的结果。另外，上表面有一剪切层涡。当机翼开始下拍的移动运动时，内转过程中观察到的涡都脱落因此机翼必须产生一新的前缘涡以
8、产生升力。实际上，也确实产生了前缘涡。8 0 的升力产生在下拍过程和上拍过程的后半部分。R西北工业大学l i i - 论立1 3 影响翼面涡产生和脱离的几个因素正如f ； 所述，在低雷诺数的扑翼研究当中，涡是产生升力和推力的主要原因。以前的研究主要是运用实验或者是数值分析的方法分析涡的产生形态，比如：日本的早稻罔大学和法国的博伊特大学合作研究的“环绕大幅度振荡机翼的涡形态研究”以及纽约大学的时h 翼飞行中的涡脱离形态以及频率的选择”等，他们都着重研究了环绕扑翼的涡的形成和脱离。而且，他们一致认为：涡产生和分离的形态是和以下几个因素密切相关的，也就是说升力和推力的产生形态和他们相关，那就是频率、
9、振幅、雷诺数、俯仰转动轴的位置、翼型的截面形状等1 3 1 频率的影响在较低的频率下，翼型横截面和俯仰转动轴的位置不会对涡的形成产生太大的影响，首先会在前缘上表面形成一个较大的涡，这个涡在上表面的发展形成的初始的非定常的尾迹，随后这个涡开始脱离，这使得上表面的流线呈反”S ”形，接下来较小的后缘涡开始脱离。这个发展模式和不发生拍动的机翼几乎是相同的。一般前缘涡是反时针的，而后缘涡是顺时针的。如果俯仰转动轴靠近前缘的话，那么前缘涡的分离会更加平坦，而后缘涡的分离会更加稳定。在中等的频率上，后缘会随着振荡交替的产生顺时针和反时针的涡，而且前缘的下转会加速前缘涡的发展，相反，前缘的上转会抑制前缘涡的
10、发展。在这种频率下，横截面和转动轴位置对涡的影响更加明显了，在该频率下，前缘涡和后缘涡的发展是互不干扰的，各自独立地发展，这被称为平行脱离模式。如果频率在继续增加的话，涡的发展模式和中等频率相同，只是前缘和后缘的涡特征更加明显了，而且在这种情况下，转动轴和横截面形状对涡的影响就更加明显了。如果转动轴靠近后缘的话，周期性产生的反时针前缘涡就会一个个的在上表面重叠起来，最后形成一个单一的直立涡这种被称为涡重叠模式。如果转动轴靠近前缘的话，周期性的前缘涡不会进入重叠区域，只是9西北| 二业大学坝l 。论史有规律的向下游移动，和共同旋转的后缘涡( 反方向的后缘涡) 组台到一起，然后有规律的向下游移动。
11、最后以一排交替涡( 前、后缘涡) 的形式向下游脱离。这种被称为同步脱离模式。1 3 2 振幅的影响现在谈谈振幅，总的来说振幅会带来两个明显的效果：第一，前缘涡和后缘涡都会加强；第二，下游流尾迹会加宽。有时随着频率的增加，振幅的变化还会带来一些其它的作用。在低频率的情况下，随着振幅的增加，前缘涡会变大，并且在分离的过程当中变得更加稳定。如果我们增加活动范围( 初始迎角加上振荡迎角) ，我们会观察到同样的现象。通过一系列的实验表明，在低频率情况下，对涡发展影响最大的不是振幅，而是活动范围。轴位置的影响是很小的。在中等频率下，频率和振幅起着相互抵消的作用。在转动轴靠近前缘的时候，涡的发展模式主要由平
12、衡位置的的值决定，而不是振幅。当转动轴靠近后缘的时候，涡的发展模式会随着振幅的增加而逐渐变化。在高频率的情况下，尾迹的模式在很大程度上取决于振幅。在较大的振幅下，涡重叠模式和同步脱离模式交替出现；在较小的振幅下，它们是平行脱离模式。1 3 3 雷诺数的影响当雷诺数逐步增加的时候，初始尾迹的发展会被加速，从而减小了尾迹从初始状态到稳定状态的过渡期。特别是当雷诺数达到1 ，0 0 0 0 时尾迹里面会出现湍流影响，基本上来说，尾迹还是均匀的。同时，雷诺数对涡的影响是和其它参数相联系的，也可以说，其它参数在某种程度上决定着雷诺数的作用。而且，和其它参数相比较，雷诺数的影响是比较小的。当振幅和振动范围
13、以及频率都比较小的时候雷诺数的影响是可以明显看见的。雷诺数的增加会导致前缘分离流随着振动迅速的转换。O西北工业 学颁J 论文当频率增大时，雷诺数的一个明显的影响就是会促进尾涡的发展以及下游尾迹的波动。在这个雷诺数下，涡的模式是介于平行脱离模式和同步脱离模式之间的，但在较小的平衡位置下，涡的脱离模式趋向于同步脱离模式，这可能是因为雷诺数的增加促进了后缘涡的发展的缘故。最后，当频率进一步增加时，雷诺数的作用取决于振幅，当振幅稍大的时候，涡的发展模式是同步脱离模式和重叠模式的交替出现。同步脱离模式对雷诺数的变化不是十分的敏感。相反，重叠模式对雷诺数的变化十分敏感。特别是在雷诺数为l ，0 0 0 的
14、时候，无论是顺时针的还是反时针的前缘涡，它们很少是紊流，它们的发展也十分的清晰。而后缘涡则具有更大的能量而且很稳定，它会以一种交替的方式影响下游的流动。在较小的振幅下，雷诺数的增加会加强活动范围和尾迹模式之间的关系。1 3 4 转动轴的影响计算和实验显示，在较高的频率下和较低的振幅下，转动轴的影响会更加明显。当把转动轴向前缘移动的时候，这会促使尾迹从平行脱离模式向同步脱离模式转变。这是因为当我们移动转动轴的时候，这会改变前缘涡和后缘涡的转动半径。如果机翼在靠近后缘的地方振荡，后缘涡会变得比较大。同时，涡交替脱离的规律会更加明显此外，由于机翼下降而产生的诱导吸力的作用，下游流动对前缘涡束缚会变小
15、。这两种作用合并起来，就会促使涡的发展模式向同步脱离模式转变。如果我们采用较高的频率和较高的振幅，转动轴的位置就直接决定了尾迹的模式是涡重叠模式还是同步分离模式。这就在很大程度上意味着，涡重叠模式的产生不仅仅是由频率和振幅决定的，而且也是转动速度和前缘旋转半径作用的结果。因此我们可以推导出：在较高的频率情况下，转动轴的作用可以补偿转动频率的作用。关于这一点，1 9 8 5 年，哈林和沃克阐述了，也就是，将转动轴向后缘移动会起到和西北T 业火学颂l ：论文增加转动速度相同的结果。很明显，这一点和以上的阐述是一致的。1 3 5 横截面的影响总的浣来，横截面所起的作用和转动轴所起的作用很相似，现在可
16、以用N A C A 0 0 1 2 翼型和椭圆形翼型做比较说明。N A C A 0 0 1 2 翼型具有比椭圆形翼型优越的一点，那就是它可以在圆形的前缘产生灵活的分离点和方向，就因为这点，使得N A C A 0 0 1 2 前缘点的流体随着振动的分离更加有规律性。但是对于椭圆形翼型而言，流动的分离常常在振动的顶点有着突然的加速。因此N A C A 0 0 1 2 翼型的前缘涡一般比较大而且尾迹的发展会得到加速。此外，在较高的频率下N A C A 0 0 1 2 翼型的较小的前缘曲率带来三个新的效果：l 、当表面下降的时候，吸力的作用会减少2 、表面上升的时候，顺时针的涡会受到压缩3 、上表面和下表面的涡流的作用会减少另一方面，由于N A C A 0 0 1 2 翼型具有尖后缘，后缘流动分离会进一步发展，而且会更加的稳定，这可能是因为有涡的下表面流动在切向上的分离作用加强，因此后缘涡比较大而且很稳定。所以，下游的涡尾迹呈现出有规律的交替模式。此外，稳定的尾涡会沿着上表面产生更多的逆流的能量，这会
