一族水下高升力低空化翼型转让专利
申请号 : CN202210406033.0
文献号 : CN114572340B
文献日 : 2023-02-03
发明人 : 邓磊 , 高永卫 , 尹凯 , 惠增宏
申请人 : 西北工业大学
摘要 :
本发明公开了一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；当应用于机翼翼稍位置时：翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准；本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型，该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型，具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点，满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。
权利要求 :
1.一族水下高升力低空化翼型，其特征在于，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；
当应用于机翼翼稍位置时：
翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；
其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准；
当应用于机翼翼稍位置时，所述翼型的上表面坐标点位置为：所述翼型的下表面坐标点为：
其中，Xup/C表示所述翼型的上表面横坐标，Yup/C示所述翼型的上表面纵坐标，Xlow/C表示所述翼型的下表面横坐标，Ylow/C表示所述翼型的下表面纵坐标。
2.如权利要求1所述的一族水下高升力低空化翼型，其特征在于，当应用于机翼翼根位置时：翼型的升力系数为1.2，最大相对厚度15％，最大厚度位置25.6％C，最大弯度3.00％，最大弯度位置27.3％C。
3.如权利要求2所述的一族水下高升力低空化翼型，其特征在于，当应用于机翼翼根位置时，所述翼型的上表面坐标点位置为：所述翼型的下表面坐标点位置为：
其中，Xup/C表示所述翼型的上表面横坐标，Yup/C示所述翼型的上表面纵坐标，Xlow/C表示所述翼型的下表面横坐标，Ylow/C表示所述翼型的下表面纵坐标。
说明书 :
一族水下高升力低空化翼型
技术领域
[0001] 本发明属于水下机翼技术领域，尤其涉及一族水下高升力低空化翼型。
背景技术
[0002] 海流能(潮流能)是可再生清洁能源，具有广阔的开发前景。海流能发电机是指利用海流动能进行发电的装置，是继风能之后具有大规模开发潜力的能源获取方式。常见的海流能发电装置有水面漂浮箱+水平轴(或垂直轴)叶片式、海底立桩+水平轴(或垂直轴)叶片式、水面漂浮扩张管涡轮式、水下机翼+发电涡轮式等。
[0003] 水下机翼+发电涡轮式海流能发电装置具有发电效率高、设备简单等优点，具有开发潜力。水下机翼是升力机构，需要提供足够升力使发电机组悬浮海中。翼型是组成机翼的基本单元，翼型性能直接影响机翼的气动性能。
[0004] 水下机翼和空中机翼由于使用介质的不同，对翼型性能要求又有不同：(1)两者的失速特性有所不同；(2)水下翼型存在空泡问题；(3)两者设计目标不同。翼型在空中和水中最大的区别是水中存在空泡现象，即当某区域的压力降至某一临界值时，这一区域将出现空泡。空泡的出现将带来不利的影响，泡状空泡的生成和溃灭，将产生剧烈的激振力和噪声，并在翼面产生空化剥蚀，而大面积的片状空泡将导致水动力性能的改变，如升力系数的降低等等。因此，水下翼型的设计必须考虑降低空泡化。
发明内容
[0005] 本发明的目的是提供一族水下高升力低空化翼型，以提升水下机翼的抗空化性能。
[0006] 本发明采用以下技术方案：一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；
[0007] 当应用于机翼翼稍位置时：
[0008] 翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；
[0009] 其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准。
[0010] 进一步地，当应用于机翼翼根位置时：
[0011] 翼型的升力系数为1.2，最大相对厚度15％，最大厚度位置25.6％C，最大弯度3.00％，最大弯度位置27.3％C。
[0012] 本发明的有益效果是：本发明根据水下海流能发电装置升力机翼的性能要求，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、抗空化的适用于水下高升力机翼的翼型，该翼型性能对标国外NACA6和NACA2系列翼型，具有高升力、抗空化和失速性能和缓的特点，满足水下高升力机翼对翼型性能的要求。
附图说明
[0013] 图1为本发明一个实施例中WA1210翼型的翼型外形示意图；
[0014] 图2为本发明另一个实施例中WA1512翼型的翼型外形示意图；
[0015] 图3为本发明验证实施例1中WA1210翼型和NACA65A412翼型升力对比示意图；
[0016] 图4为本发明验证实施例1中WA1210翼型和NACA65A412翼型升阻比对比示意图；
[0017] 图5为本发明验证实施例1中WA1210翼型和NACA65A412翼型俯仰力矩系数对比示意图；
[0018] 图6为本发明验证实施例2中WA15125翼型和NACA23015翼型的升力系数对比示意图；
[0019] 图7为本发明验证实施例2中WA15125翼型和NACA23015翼型的升阻比对比示意图；
[0020] 图8为本发明验证实施例2中WA15125翼型和NACA23015翼型的力矩系数对比示意图；
[0021] 图9为本发明验证实施例3中WA1210翼型和对比的NACA65A412翼型在设计升力系数Cl.d＝1.0下压力分布的对比曲线示意图；
[0022] 图10为本发明验证实施例4中WA1512翼型和对比的NACA23015翼型在设计升力系数Cl.d＝1.2下压力分布的对比曲线示意图。
具体实施方式
[0023] 下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
[0024] 本发明公开了一族水下高升力低空化翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置。当应用于机翼翼稍位置时：翼型的升力系数为1.0，最大相对厚度12％，最大厚度位置23.9％C，最大弯度2.87％，最大弯度位置25.6％C；其中，C为弦长，上述参数均以弦长为1为基准。
[0025] 当应用于机翼翼根位置时：翼型的升力系数为1.2，最大相对厚度15％，最大厚度位置25.6％C，最大弯度3.00％，最大弯度位置27.3％C。
[0026] 本发明具有以下特点：
[0027] (1)层流设计，增加设计点升阻比；(2)增加前缘半径，减小前缘负压峰值，降低空化；(3)最大厚度位置前移，增加最大升力系数和失速迎角；(4)增加弯度，增加升力系数；(5)力矩系数绝对值较小。
[0028] 具体的，当应用于机翼翼稍位置时，翼型的上表面坐标点位置为：
[0029]
[0030]
[0031] 翼型的下表面坐标点为：
[0032]
[0033]
[0034] 其中，Xup/C表示翼型的上表面横坐标，Yup/C示翼型的上表面纵坐标，Xlow/C表示翼型的下表面横坐标，Ylow/C表示翼型的下表面纵坐标。
[0035] 在该实施例中，将其命名为WA210翼型，如图1所示，该翼型的设计状态：Ma＝0.02，6
雷诺数Re＝4×10 ；相对厚度12％；升力系数Cl.d＝1.0；升力系数对应升阻比(L/D)d＞120；
失速迎角αstall＞16°。
雷诺数Re＝4×10 ；相对厚度12％；升力系数Cl.d＝1.0；升力系数对应升阻比(L/D)d＞120；
失速迎角αstall＞16°。
[0036] 当应用于机翼翼根位置时，翼型的上表面坐标点位置为：
[0037]
[0038]
[0039] 翼型的下表面坐标点位置为：
[0040]
[0041]
[0042] 其中，Xup/C表示翼型的上表面横坐标，Yup/C示翼型的上表面纵坐标，Xlow/C表示翼型的下表面横坐标，Ylow/C表示翼型的下表面纵坐标。
[0043] 在该实施例中，将其命名为WA1512翼型，如图2所示，该翼型的设计状态：Ma＝6
0.02，雷诺数Re＝4×10 ；相对厚度15％；升力系数Cl.d＝1.2；升力系数对应升阻比(L/D)d＞
100；失速迎角αstall＞16°。
0.02，雷诺数Re＝4×10 ；相对厚度15％；升力系数Cl.d＝1.2；升力系数对应升阻比(L/D)d＞
100；失速迎角αstall＞16°。
[0044] 另外，本发明还对上述的翼型进行了效果对比验证。
[0045] 验证实施例1：
[0046] 本实施例用于比较本发明的WA1210翼型与同类对比翼型气动性能的差异。对比翼型使用经典的NACA65A412翼型，此翼型为NACA6系列自然层流翼型，相对厚度12％，具有良好的气动性能。
[0047] 使用翼型气动性能分析软件计算了WA1210翼型和NACA65A412翼型的气动性能，如图3所示，其横坐标为迎角，纵坐标为升力系数，在该图中，实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型。计算使用雷诺平均Navier‑Stokes方程(RANS)，计算马赫数Ma＝0.02，雷6
诺数Re＝4×10，自然转捩，使用S‑A湍流模型。从图中可以看出，WA1210翼型最大升力系数
1.67，失速迎角16.5°，优于NACA65A412翼型且满足设计要求。如图4所示，为WA1210翼型和NACA65A412翼型升阻比对比示意图，在该图中，实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型。从该图中可以看出，WA1210翼型最大升阻比(L/D)max＝146.45146.45，在升力系数Cl.d＝
1.0时升阻比(L/D)d＝137.05，明显优于NACA65A412翼型升阻比且满足设计要求。如图5所示，为WA1210翼型和NACA65A412翼型俯仰力矩系数对比示意图，实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型，从该图中可以看出，WA1210翼型升力系数线性段|Cm|＜0.1，优于NACA65A412翼型，俯仰力矩系数满足设计要求。进而，根据图3‑5可知，WA1210翼型性能全面优于NACA65A412翼型。
诺数Re＝4×10，自然转捩，使用S‑A湍流模型。从图中可以看出，WA1210翼型最大升力系数
1.67，失速迎角16.5°，优于NACA65A412翼型且满足设计要求。如图4所示，为WA1210翼型和NACA65A412翼型升阻比对比示意图，在该图中，实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型。从该图中可以看出，WA1210翼型最大升阻比(L/D)max＝146.45146.45，在升力系数Cl.d＝
1.0时升阻比(L/D)d＝137.05，明显优于NACA65A412翼型升阻比且满足设计要求。如图5所示，为WA1210翼型和NACA65A412翼型俯仰力矩系数对比示意图，实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型，从该图中可以看出，WA1210翼型升力系数线性段|Cm|＜0.1，优于NACA65A412翼型，俯仰力矩系数满足设计要求。进而，根据图3‑5可知，WA1210翼型性能全面优于NACA65A412翼型。
[0048] 验证实施例2：
[0049] 本实施例用于比较本发明的WA1512翼型与同类对比翼型空气性能的差异。对比翼型使用教练机上常用的NACA23015翼型，此翼型为NACA2系列翼型，综合性能好，通常用于商务飞机，相对厚度15％。
[0050] 使用翼型气动性能分析软件计算了WA15125翼型和NACA23015翼型的气动性能，如图6、图7和图8所示，实线为WA1512翼型，虚线为NACA23015翼型。计算使用雷诺平均Navier‑6
Stokes方程(RANS)，计算马赫数Ma＝0.0.02，雷诺数Re＝4×10 ，自然转捩，使用S‑A湍流模型。图6为升力系数对比示意图，图7为升阻比对比示意图，图8为力矩系数对比示意图。可以看出：
Stokes方程(RANS)，计算马赫数Ma＝0.0.02，雷诺数Re＝4×10 ，自然转捩，使用S‑A湍流模型。图6为升力系数对比示意图，图7为升阻比对比示意图，图8为力矩系数对比示意图。可以看出：
[0051] (1)WA15125翼型最大升力系数1.675，失速迎角16.5°，优于NACA23015翼型，满足设计要求；
[0052] (2)WA15125翼型显著提高了高升力时的升阻比，最大升阻比(L/D)max＝181，在升力系数Cl.d＝1.0时升阻比(L/D)d＝141，优于NACA23015翼型，满足设计要求；
[0053] (3)升力系数线性段|Cm|＜0.1，优于NACA23015翼型，俯仰力矩系数满足设计要求。
[0054] 进而可知，WA15125翼型性能全面优于NACA23015翼型。
[0055] 验证实施例3：
[0056] 水下翼型的重要设计点是降低空泡化，即降低上表面的负压峰值和负压范围。本实施例通过计算验证设计的WA1210翼型(12％相对厚度)和对比翼型在设计状态的压力分布，验证设计翼型的防空化性能。
[0057] 计算使用雷诺平均Navier‑Stokes方程(RANS)，计算马赫数Ma＝0.0.02，雷诺数Re6
＝4×10 ，自然转捩，使用S‑A湍流模型。图9为WA1210翼型和对比的NACA65A412翼型在设计升力系数Cl.d＝1.0下，压力分布的对比曲线示意图。实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型。从该图中可以看出，NACA65A412翼型上表面的负压峰值Cp,min＝‑3.6，设计翼型WA1210上表面的负压峰值Cp,min＝‑1.62，显著降低了前缘负压峰值，降低了前缘上表面的空化性能。
＝4×10 ，自然转捩，使用S‑A湍流模型。图9为WA1210翼型和对比的NACA65A412翼型在设计升力系数Cl.d＝1.0下，压力分布的对比曲线示意图。实线为WA1210翼型，虚线为NACA65A412翼型。从该图中可以看出，NACA65A412翼型上表面的负压峰值Cp,min＝‑3.6，设计翼型WA1210上表面的负压峰值Cp,min＝‑1.62，显著降低了前缘负压峰值，降低了前缘上表面的空化性能。
[0058] 验证实施例4：
[0059] 本实施例通过计算验证设计的WA15125翼型(15％)和对比翼型NACA23015翼型在设计状态的压力分布，验证设计翼型的防空化性能。
[0060] 计算使用雷诺平均Navier‑Stokes方程(RANS)，计算马赫数Ma＝0.02，雷诺数Re＝6
4×10 ，自然转捩，使用S‑A湍流模型。计算使用雷诺平均Navier‑Stokes方程(RANS)，计算
6
马赫数Ma＝0.0.02，雷诺数Re＝4×10，自然转捩，使用S‑A湍流模型。
4×10 ，自然转捩，使用S‑A湍流模型。计算使用雷诺平均Navier‑Stokes方程(RANS)，计算
6
马赫数Ma＝0.0.02，雷诺数Re＝4×10，自然转捩，使用S‑A湍流模型。
[0061] 图10为WA1512翼型和对比的NACA23015翼型在设计升力系数Cl.d＝1.2下，压力分布的对比曲线，实线为WA1512翼型翼型，虚线为NACA23015翼型。从该图中可以看出NACA23015翼型上表面的负压峰值Cp,min＝‑4.06，设计翼型WA1512上表面的负压峰值Cp,min＝‑2.50，显著降低了前缘负压峰值，降低了前缘上表面的空化性能。