摘要： 為了不斷探索翼型改型的方法和提高翼型的氣動性能，將傳統(tǒng)翼型與生物翼型進行輪廓修型設(shè)計得到組合翼型，通過數(shù)值模擬的方法對組合翼型進行氣動特性分析.同時，對組合翼型進行前緣凹凸結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計，采用正交試驗優(yōu)選出氣動特性表現(xiàn)最優(yōu)的參數(shù)，并對最優(yōu)前緣組合翼型進行氣動特性分析.研究發(fā)現(xiàn)：相比標(biāo)準(zhǔn)NACA64-618翼型，組合翼型在小范圍攻角有著較高的升力系數(shù)，升力系數(shù)最大提高了7.3%，此外，具有前緣凹凸結(jié)構(gòu)的前緣組合翼型升阻比最大提高了9.98%.組合翼型的彎度前移使得吸力面負(fù)壓峰值區(qū)域面積增大，翼型上下表面壓差增大，進而提高了氣動性能；前緣組合翼型由于前緣凹凸結(jié)構(gòu)的存在，在翼型吸力面靠近尾緣處，形成一對反向旋渦，增加了流體在翼型表面覆蓋的面積，抑制了流動分離的提前發(fā)生，進而達到失速延遲的效能.

關(guān)鍵詞： 組合翼型；前緣凹凸；氣動特性；優(yōu)化設(shè)計；失速延遲

中圖分類號： TK83" 文獻標(biāo)志碼： A" 文章編號：1674-8530（2024）08-0771-07

DOI：10.3969/j.issn.1674-8530.23.0056

收稿日期： 2023-03-28； 修回日期： 2023-05-05； 網(wǎng)絡(luò)出版時間： 2024-07-13

網(wǎng)絡(luò)出版地址： https：//link.cnki.net/urlid/32.1814.TH.20240710.0934.008

基金項目： 國家自然科學(xué)基金資助項目（51765062）；新疆維吾爾自治區(qū)自然科學(xué)基金資助項目（2022D01C33）

第一作者簡介： 陳坤（1984—），女，河南太康人，副教授（通信作者，chenkun_34@163.com），主要從事工程仿生研究.

第二作者簡介： 貴紅亮（1996—），男，甘肅定西人，碩士研究生（xiaolianggui@stu.xju.edu.cn），主要從事風(fēng)力機葉片結(jié)構(gòu)及其氣動性能研究.

陳坤，貴紅亮，趙培堯，等. 具有前緣凹凸結(jié)構(gòu)的組合翼型優(yōu)化設(shè)計及其氣動特性分析［J］. 排灌機械工程學(xué)報，2024，42（8）：771-777.

CHEN Kun， GUI Hongliang， ZHAO Peiyao，et al. Optimized design and aerodynamic characteristics analysis of combined airfoil with leading-edge concave and convex structure［J］. Journal of drainage and irrigation machinery engineering（JDIME），" 2024， 42（8）： 771-777. （in Chinese）

Optimized design and aerodynamic characteristics analysis of

combined airfoil with leading-edge concave and convex structure

CHEN Kun*， GUI Hongliang， ZHAO Peiyao， FENG Wenhui， HAO Zhenhua

（School of Mechanical Engineering， Xinjiang University， Urumqi， Xinjiang 830017， China ）

Abstract： To further explore continuously the methods of airfoil modification and to improve the airfoil aerodynamic performance， the combined airfoil by profile modification design of the traditional airfoil and the biological airfoil was designed and the aerodynamic characteristics of the combined airfoil through numerical simulation was analyzed. At the same time， the design of the leading-edge concave and convex structure of the combined airfoil was optimized， and the parameters with the best aerodynamic performance were optimized by orthogonal test， and the aerodynamic characteristics of the optimal leading-edge combined airfoil were analyzed. The result shows that the combined airfoil has a higher lift coefficient at small angles of attack compared to the standard NACA64-618 airfoil， with a maximum lift coefficient increase of 7.3% and a maximum lift-to-drag ratio increase of 9.98% for the leading-edge combined airfoil with leading-edge concave and convex structure. The forward shift of the curvature of the combined airfoil expands the area of the negative peak pressure on the suction surface and increases the pressure difference between the upper and lower surfaces of the airfoil， thus improving the aerodynamic performance. The leading-edge combined airfoil forms a pair of reverse vortices on the suction surface of the airfoil near the trailing edge due to the existence of the concave-convex structure of the leading-edge concave and convex structure， which increases the area covered by the fluid on the airfoil surface and inhibits the early occurrence of flow separation， thus achieving the effectiveness of stall delay.

Key words： combined airfoil;leading-edge concave and convex;aerodynamic characteristics;optimized design;stall delay

由于大氣邊界層湍流的不穩(wěn)定性和上游風(fēng)力機產(chǎn)生不規(guī)則尾跡，使得風(fēng)力機葉片時常處于復(fù)雜的風(fēng)場中，導(dǎo)致葉片表面流動失穩(wěn)，進而發(fā)生流動分離，這將嚴(yán)重影響風(fēng)力機的氣動性能［1］.近些年，流動控制技術(shù)的發(fā)展有效地改善了葉片的氣動性能，緩解了葉片表面流動分離的發(fā)生.

在被動控制方法領(lǐng)域，對于翼型的改型方式主要有仿生物翼型、翼型尾緣修型、翼型吸力面布置凹槽、前緣翼縫等.TIAN等［2］對長耳鸮翅膀的截面翼型展開了研究，研究發(fā)現(xiàn)生物翼型有較高的升阻比.楊瑞等［3］對翼型尾緣處做了鈍化修型，且在鈍化翼型的吸力面布置了V型溝槽.借鑒于V型溝槽的思路，LIU等［4］在NACA4415翼型吸力面前緣處設(shè)置了不同形狀的凹槽.其中，矩形槽比圓弧槽表現(xiàn)出更好的氣動性能.BHAVSAR等［5］在翼型結(jié)構(gòu)中引入了新穎的狹縫設(shè)計，發(fā)現(xiàn)開槽狹縫可使氣流為上表面分離的邊界層增加動能.詹樅州等［6］研究了仿生翅片的相對位置、相對長度和翅片角度對翼型氣動性能的影響.李東旭等［7］對仿生翅片的安裝引入了角度系數(shù)，進一步精細化了仿生翅片的角度安裝方法.馬祺敏等［8］通過響應(yīng)面法優(yōu)化了襟翼高度、距離和彈起角度這3個參數(shù)，得到最優(yōu)的仿生襟翼.李慶輝等［9］利用NURBS曲線將前緣縫翼和尾緣襟翼兩者結(jié)合改型設(shè)計了多段翼，數(shù)值計算驗證了這種翼型氣動增升的可行性.HUANG等［10］將傳統(tǒng)翼型輪廓與仿海豚頭部輪廓結(jié)合設(shè)計了仿海豚翼型，發(fā)現(xiàn)2種輪廓組合設(shè)計的翼型能夠有效提高翼型氣動性能.WU等［11］基于海鷗翼型、仿生翅片和格尼襟翼設(shè)計了三元仿生耦合翼型，發(fā)現(xiàn)組合設(shè)計翼型能夠有效提高海鷗翼型在失速前區(qū)域的升力系數(shù).

綜上所述，目前的研究局限于1種翼型進行結(jié)構(gòu)改型或輪廓修型，對于2種翼型的組合設(shè)計研究較少.況且翼型的設(shè)計一般考慮氣動特性和結(jié)構(gòu)特性，氣動特性較好的翼型厚度太小，厚度小的翼型結(jié)構(gòu)性能有所下降，很難在二者間保持一種平衡.于是考慮設(shè)計一種氣動特性優(yōu)異且還能保持一定結(jié)構(gòu)性能的組合翼型顯得非常重要.同時，目前對于前緣凹凸結(jié)構(gòu)的研究也是基于傳統(tǒng)翼型，對于組合翼型研究較少.因此，文中設(shè)計了一種基于傳統(tǒng)翼型和生物翼型的組合翼型，并且探究前緣凹凸結(jié)構(gòu)在組合翼型中的應(yīng)用研究，通過正交試驗優(yōu)選出氣動性能較好的波長和振幅參數(shù)，并對最優(yōu)參數(shù)的前緣組合翼型進行氣動性能分析.

1" 組合翼型的前緣凹凸結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計

1.1" 組合翼型的設(shè)計

使用3D掃描儀對長耳鸮翅膀進行立體掃描，得到長耳鸮翅膀的三維模型如圖1所示，從翅膀根部到尖部劃分為8個截面，即展向10%—80%截面.圖中長耳鸮翅膀從葉根到葉尖的翼型厚度逐漸減小，翼型的彎度也逐漸減小.綜合考慮各截面翼型的結(jié)構(gòu)性能和氣動性能［12］，選擇50%處截面翼型作為組合翼型輪廓設(shè)計的基礎(chǔ)翼型.

NACA6系翼型的氣動特性一般大于其他等厚度翼型族，由此選擇NACA64-618作為組合翼型外形輪廓設(shè)計的另一個基礎(chǔ)翼型，參考文獻［13］的坐標(biāo)組合方法，將鸮翼50%處截面翼型的上翼面坐標(biāo)作為組合翼型的上型線坐標(biāo)，NACA64-618翼型的下翼面坐標(biāo)作為組合翼型的下型線坐標(biāo)，通過Matlab 2018b軟件中Smoothing spline方法對組合翼型曲線光順處理，得到組合翼型的輪廓外形如圖2所示，圖中X為翼型表面點的弦向坐標(biāo)，Y為翼型的厚度坐標(biāo)，C為翼型的弦長.從圖中看出組合翼型的外形輪廓呈現(xiàn)為頭鈍尾尖的形狀，該翼型既保留了生物翼型的彎度，又延續(xù)了NACA64-618翼型的厚度.組合翼型相比NACA64-618翼型，最大彎度在弦向方向前移了36.38%，最大彎度的前移能夠提高組合翼型的最大升力系數(shù)和升阻比.

1.2" 前緣凹凸結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計

為了更加貼切地模仿非光滑前緣結(jié)構(gòu)對鸮類實際飛行的作用，參考長耳鸮翅膀非光滑前緣結(jié)構(gòu)真實測量的數(shù)據(jù)，其中翅翼前緣凸起高度與弦長C之比為0.025～0.100，翅翼前緣凸起間距與弦長C之比為0.03～0.46 ［14］.非光滑前緣結(jié)構(gòu)可以?；癁橐圆ㄩLW和振幅A這2個參數(shù)的凹凸結(jié)構(gòu)，且波長和振幅與弦長成正比.根據(jù)參考文獻［15］的正交優(yōu)化方法，研究不同參數(shù)的前緣凹凸結(jié)構(gòu)對組合翼型氣動性能的影響.將文中試驗設(shè)置為16組的2因素4水平正交試驗，各因素水平表如表1所示.圖3為正交優(yōu)化模型示意圖.

將每個翼段的弦長C設(shè)定為100 mm，翼段長度為2C，攻角為8°的條件下，不考慮兩因素之間的交互影響，對翼型前緣凹凸結(jié)構(gòu)的不同參數(shù)進行了正交化試驗.以翼型最大升阻比K（升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比）作為衡量指標(biāo)，升阻比越高，翼型的空氣動力學(xué)性能越好.

2" 數(shù)值模擬

2.1" 計算域及網(wǎng)格

圖4為翼段模型的計算域與網(wǎng)格，進出口條件為速度進口和壓力出口，翼型的氣動中心為坐標(biāo)原點，來流速度為11.4 m/s，出口壓力為0.翼段表面為無滑移壁面，兩側(cè)面為周期對稱面，翼型氣動中心到進口距離為10C，距離出口為20C.

采用六面體核心的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格.對靠近翼型前緣和尾緣區(qū)域的網(wǎng)格進行細化處理.為了滿足SST k-ω湍流模型的要求，確保能夠準(zhǔn)確獲取邊界層內(nèi)的流場信息，使壁面量綱一參數(shù)y+lt;1，第1層網(wǎng)格高度設(shè)置為3×10-5 m，法向網(wǎng)格增長率為1.2.

考慮到網(wǎng)格數(shù)量N會影響數(shù)值計算的精確程度，選擇6個梯度網(wǎng)格進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證，如表2所示.

由于NACA64-618翼型氣動數(shù)據(jù)較為完整，將NACA64-618翼型在攻角α=0°，Re=6×106條件下的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD作為網(wǎng)格收斂指標(biāo)，根據(jù)表2網(wǎng)格無關(guān)性驗證結(jié)果，當(dāng)網(wǎng)格達到220萬時，升力系數(shù)和阻力系數(shù)不再發(fā)生變化，此時認(rèn)為網(wǎng)格達到計算要求，因此以220萬的網(wǎng)格用于后續(xù)的數(shù)值計算中.

2.2" 數(shù)值驗證及邊界條件

為了驗證模型的正確性，計算NACA64-618翼型在雷諾數(shù)6×106條件下的升力系數(shù)，并且將計算結(jié)果與美國可再生能源實驗室（NREL）的數(shù)據(jù)［16］進行對比，數(shù)值模擬結(jié)果如圖5所示.從圖中看出數(shù)值計算的升力系數(shù)與NREL數(shù)據(jù)趨勢基本一致且擬合較好，由此證明文中數(shù)值計算方法是可靠的.

采用有限體積法求解非定常雷諾時均Navier-Stokes方程，使用SST k-ω湍流模型封閉N-S方程，求解設(shè)置為穩(wěn)態(tài)計算，壓力-速度耦合采用SIMPLEC算法，壓力項、對流項、湍流動能方程和湍流耗散率均采用二階迎風(fēng)格式.在計算過程中，各連續(xù)性方程的殘差精度達到10-5認(rèn)為計算收斂.

3" 結(jié)果與分析

3.1" 組合翼型氣動特性

3.1.1" 組合翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)

圖6為組合翼型與NACA64-618翼型在雷諾數(shù)為7.8×104、攻角為-4°～40°的升力系數(shù)和阻力系數(shù).

在圖6中攻角α=20°時，組合翼型的升力系數(shù)驟降，而NACA64-618翼型在攻角α=30°時升力系數(shù)才顯著下降，表明組合翼型先于NACA64-618翼型發(fā)生失速.但在攻角α=6°之前，組合翼型的升力系數(shù)與NACA64-618翼型保持一致；在攻角α為6°～18°時，組合翼型的升力系數(shù)顯著大于NACA64-618翼型，尤其是在攻角α=14°，升力系數(shù)相比NACA64-618翼型提高了7.3%.

如圖6所示，攻角α=18°之后，組合翼型的阻力系數(shù)大于NACA64-618，但在α為0°～18°的小范圍攻角時，組合翼型與NACA64-618翼型的阻力系數(shù)幾乎一致，由此說明在小范圍攻角內(nèi)，組合翼型的氣動性能優(yōu)于NACA64-618翼型.

3.1.2" 組合翼型的氣動特性分析

翼型周圍壓力p的變化是導(dǎo)致翼型升力系數(shù)發(fā)生變化的主要原因.圖7為翼型壓力云圖.從圖7a中可以發(fā)現(xiàn)，在翼型壓力面周圍，組合翼型與NACA64-618翼型的壓力無明顯變化；但在翼型的吸力面，組合翼型與NACA64-618翼型負(fù)壓區(qū)域位置有所不同，NACA64-618翼型的負(fù)壓峰值區(qū)域處于翼型弦向22%～46%的位置，而組合翼型處于翼型弦向7%～23%的位置.總體來說，兩翼型的負(fù)壓峰值區(qū)域位置有所不同，但是負(fù)壓峰值區(qū)域面積基本相同，這使得翼型上下表面總壓差不會發(fā)生改變，這也是2種翼型在攻角α=-2°時升力系數(shù)相近的原因.

當(dāng)攻角增大到14°時，2種翼型壓力面的壓力變化相同，但在翼型的吸力面，組合翼型吸力面的負(fù)壓峰值區(qū)域面積顯著大于NACA64-618，使得翼型上下表面壓差增大，進而提高了升力系數(shù).當(dāng)攻角α=20°時，相比NACA64-618翼型，組合翼型的劣勢開始顯現(xiàn)出來，翼型的正壓區(qū)域向前緣靠近，負(fù)壓峰值區(qū)域的面積大幅度縮減，導(dǎo)致組合翼型升力系數(shù)減小.

翼型繞流產(chǎn)生的阻力主要來自黏性阻力和壓差阻［10］，利用Fluent后處理軟件中的Report功能得到2種翼型的阻力數(shù)據(jù)，通過對比2種阻力數(shù)值變化，并且結(jié)合翼型表面速度流線圖分析，分析組合翼型阻力系數(shù)發(fā)生變化的原因.圖8為翼型周圍速度流線圖.

表3為組合翼型與NACA64-618翼型在攻角α=-2°，α=14°和α=20°時的壓差阻力Fp、黏性阻力FR和總阻力F的計算結(jié)果.

當(dāng)攻角α= -2°，組合翼型的壓差阻力略大于NACA64-618，結(jié)合圖8a，組合翼型尾緣處已出現(xiàn)分離渦，且有發(fā)生流動分離的跡象，而NACA64-618還處在附著流動狀態(tài).當(dāng)攻角α=14°時，組合翼型的壓差阻力低于NACA64-618翼型，對應(yīng)圖8b中組合翼型的尾緣分離渦也明顯小于NACA64-618翼型，流動分離位置也相對延后.當(dāng)攻角α=20°，組合翼型的壓差阻力顯著大于NACA64-618，組合翼型已經(jīng)處于失速狀態(tài)，流動分離位置接近前緣，分離渦基本已覆蓋吸力面.根據(jù)圖8和表3可知，隨著攻角的增加，翼型吸力面的流動分離逐漸靠近前緣，壓差阻力也逐漸增大，翼型繞流的主要阻力由黏性阻力逐漸過渡到壓差阻力.由此說明，流動分離會導(dǎo)致壓差阻力的產(chǎn)生.

3.2" 前緣組合翼型氣動特性

一共進行了16組正交試驗，根據(jù)正交試驗結(jié)果和極差分析，因素極差值Rk＞Rj，說明了波長對升阻比的影響大于振幅對升阻比的影響，即與因素j波長（W）相比較，因素k振幅（A）對翼型的氣動性能影響較大.由此，每個因素的最佳水平為振幅A1和波長W3，即振幅為0.025C和波長為0.33C，該參數(shù)與文獻［17］試驗結(jié)果中振幅小且波長較大有較高的升阻比的規(guī)律一致.根據(jù)得到的最優(yōu)組合，將帶有前緣結(jié)構(gòu)的前緣組合翼型和沒有前緣結(jié)構(gòu)的組合翼型進行氣動性能的對比.

圖9為前緣組合翼型與組合翼型α為-2°～32°的升力系數(shù)和阻力系數(shù).由圖可知，前緣結(jié)構(gòu)在小攻角范圍內(nèi)，對翼型升阻力系數(shù)基本沒有影響，當(dāng)攻角α為14°～20°，前緣組合翼型升力系數(shù)低于組合翼型，并且升力系數(shù)比組合翼型提前下降，同時，阻力也有所增加，由此表明前緣凹凸結(jié)構(gòu)在組合翼型失速前并沒有改善效果.

但是，當(dāng)攻角在α達到20°之后，前緣組合翼型的阻力系數(shù)與組合翼型基本一致，但前緣組合翼型的升力系數(shù)大于組合翼型的，前緣結(jié)構(gòu)開始發(fā)揮作用.圖10為攻角αgt;20°組合翼型與前緣組合翼型的升阻比.圖中前緣組合翼型的升阻比K明顯高于組合翼型的.其中，當(dāng)攻角α=22°時，與組合翼型相比，前緣組合翼型的升阻比提高了9.98%.綜上所述，說明了前緣結(jié)構(gòu)在大范圍攻角有著較好的氣動效果.

根據(jù)3.1.1小節(jié)，組合翼型在α=20°時失速，為了說明前緣結(jié)構(gòu)能夠提高升力系數(shù)和延緩失速的機理，結(jié)合圖11—13分析其原因.圖11為2類翼型在α= 20°時翼段中間截面流線和壓力變化云圖.從圖11可知，在靠近翼型前緣的位置，前緣組合翼型的正負(fù)壓區(qū)域面積均大于組合翼型，使得前緣組合翼型上下表面壓差增大，從而增大了前緣組合翼型的氣動性能；根據(jù)圖中截面流線，在組合翼型的前緣位置處會發(fā)生流動分離，而具有前緣凹凸結(jié)構(gòu)的前緣組合翼型在弦向中部才發(fā)生表面流動分離，前緣凹凸結(jié)構(gòu)明顯地延后了失速發(fā)生的位置.

結(jié)合翼型表面的壓力系數(shù)進一步說明翼型表面壓差的變化，圖12為前緣組合翼型和組合翼型在攻角α=20°時葉片表面壓力系數(shù)曲線圖.其中，壓力系數(shù)Cp的公式為

Cp=p－p∞12ρv2∞，（1）

式中： p∞為遠場壓力，Pa；ρ為空氣密度，kg/m3；v∞為來流風(fēng)速，m/s.

根據(jù)Origin 2022軟件對圖12中封閉曲線面積計算的結(jié)果，前緣組合翼型壓力系數(shù)曲線所包絡(luò)的面積為0.596 2，組合翼型的面積為0.566 0，前緣組合翼型壓力系數(shù)曲線包絡(luò)的面積明顯大于組合翼型，平均增加5.34%.尤其是翼型前緣到弦向中部的位置，上下表面壓力系數(shù)絕對值相比組合翼型均有所提高，更進一步說明了圖11中的前緣組合翼型上下表面壓差有較為明顯的增加.圖12中X/C代表相對弦向位置.

探究其前緣結(jié)構(gòu)提升翼型氣動性能的機理，圖13中的翼型表面尾緣處流線條可以反映其原因，圖13中組合翼型尾緣處產(chǎn)生的分離渦離開了翼型的表面，流體無法貼合翼型上表面，由于前緣結(jié)構(gòu)的存在，在翼型吸力面靠近尾緣處形成一對反向旋渦，使流體更好地貼合在翼型表面，增加了流體在翼型表面覆蓋的面積，從而抑制了流動分離的提前發(fā)生.

4" 結(jié)" 論

文中基于長耳鸮展向50%處截面翼型和NACA64-618翼型進行組合設(shè)計構(gòu)建了組合翼型，對組合翼型的升阻力系數(shù)等3個參數(shù)展開了數(shù)值研究.同時，又將前緣凹凸結(jié)構(gòu)應(yīng)用于組合翼型，并對最優(yōu)前緣組合翼型進行了氣動性能分析，得出如下結(jié)論：

1） 在攻角α為6°～18°時，組合翼型的阻力系數(shù)與NACA64-618翼型相比相差不大，但是升力系數(shù)顯著增加，尤其是在攻角α=14°時，升力系數(shù)提高了7.3%.

2） 前緣凹凸結(jié)構(gòu)最優(yōu)振幅與波長參數(shù)為0.025C和0.33C，該結(jié)構(gòu)在組合翼型失速后開始發(fā)揮作用，尤其是在攻角α=22°時，前緣組合翼型的升阻比相比組合翼型提高了9.98%.

3） 由于組合翼型在小范圍攻角氣動性能較好，可以將組合翼型設(shè)計為葉片中部到葉尖位置，并且利用前緣凹凸結(jié)構(gòu)在大攻角優(yōu)異的氣動性能來延遲葉片失速，為葉片設(shè)計提供了一種思路.

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（責(zé)任編輯" 朱漪云）