尾緣襟翼對撲翼的獲能特性影響

周大明，孫曉晶

(上海理工大學 能源與動力工程學院，上海 200093)

0 引言

撲翼獲能器作為一種較新的獲能裝置，由于其結構簡單、魯棒性好、噪音低以及對淺層、低速水流能量利用率高等方面的優勢[1-3]，成為了風力機與水輪機等傳統旋轉透平的有力競爭者，得到了越來越多研究者的關注[4]。

傳統的旋轉透平要求流動依附在葉片表面以實現較高的獲能效率，撲翼結構可利用翼型失速產生的前緣渦，使其在葉片撲動過程中始終不脫離葉片表面，從而產生高升力牽動葉片進行做功[5-8]。通過撲動運動從流體中汲取能量的理念在1972年由Wu等[9]提出。隨后，McKinney和DeLaurier等[10]首次通過實驗的方式，利用撲翼結構以升沉運動與俯仰運動實現了從流體中獲取能量。為了研究撲翼結構的獲能特性，眾多學者對撲翼在不同的幾何、運動參數下展開了大量的模擬與實驗研究。Jones等[11]通過對撲翼俯仰幅值、縮減頻率以及俯仰運動、升沉運動的相位角等參數的研究，指出僅當俯仰幅值大于誘導迎角時，且升沉運動及俯仰運動的相位差在 90°時，撲翼才能從流體中獲取能量。Kinsey等[12]研究了縮減頻率、俯仰幅值、俯仰軸位置和雷諾數對撲翼獲能特性的影響，結果表明：與翼型幾何參數和流體黏性參數相比，升沉幅值和頻率的影響更大。隨后，Kinsey等[13]基于CFD的模擬結果，設計了一臺功率為2 kW的實驗樣機，對其在不同的水流速度與撲翼俯仰頻率下展開了研究，實驗結果與設計階段的理論分析達成了良好的一致性，在縮減頻率為0.11時，除去系統的機械損失后測得的輸出功率仍可達40%，展現了撲翼獲能技術的巨大潛力。

尾緣襟翼（Trailing-Edge Flap，TEF）是一種廣泛應用于航空航天領域的增升機構，其結構簡單、魯棒性強、增升效果好[14-15]。目前對于尾緣襟翼在單一葉片以及垂直軸風力機上應用的研究已經較為成熟[16-18]，而應用于撲翼獲能方面的研究則主要局限于格尼襟翼[19-20]，朱兵的研究結果[20]表明格尼襟翼的應用影響了尾緣渦的演化，通過增大撲翼上下表面的壓差，提高了升力，使獲能效率得到了21%的提升，但文中并未提及格尼襟翼自身擺動帶來的額外能量消耗。Totpai等[21]以實驗方式探究了低縮減頻率下被動式前緣襟翼對撲翼獲能的影響，其結果表明：這種被動式的前緣變形增強了前緣渦強度，有助于提高升沉力，但該部分提高主要集中在升沉速度較小的撲動周期前期，力與速度同步性較差，難以對撲翼整體的獲能效果帶來顯著提升。也有相關研究利用尾緣襟翼使撲翼在高風速下維持正常的升沉、俯仰運動[22]，但并未對其在提高撲翼獲能效果上進一步展開研究。

對于其他形式的襟翼在撲翼獲能上的應用，目前的研究十分有限。為提高撲翼獲能器的獲能效率，本文提出了一種可擺動的尾緣襟翼模型，襟翼在撲翼運動過程中始終向翼型壓力面偏轉，通過增加翼型彎度以提高升沉力，從而達到提高撲翼獲能效率的目的。這種形式的襟翼在撲翼獲能器上的應用目前還未見相關報道，本文通過動網格技術與非定常數值模擬方法，對該模型的撲動過程和獲能特性進行研究，發現對提升效率有顯著效果，表明這是一種有應用前景的新型撲翼式獲能器。此外，文章還詳細計算分析了翼型厚度對具有尾緣襟翼撲翼的獲能特性的影響，為今后這種新型帶尾緣襟翼撲翼獲能器的設計及其工程應用進行了有益的探索。

1 計算模型與驗證

1.1 撲翼運動模型

撲翼獲能器的運動模型可以簡化為升沉運動h(t) 和 俯仰運動 θ(t)復合形成的周期性運動，如圖1所示。俯仰軸位置xp設定為距前緣1/3倍弦長處，兩種運動均為簡諧運動，其運動方程分別為：

圖1 撲翼運動模型Fig. 1 The heaving and pitching motions of a flapping airfoil

其中，h0和 θ0分 別為撲翼升沉幅值和俯仰幅值；Vy(t)和ω(t)分別為撲翼瞬時升沉速度和瞬時俯仰角速度；f為撲翼俯仰頻率；t為時間；φ為兩種運動的相位差。此外，撲翼的無量綱頻率（即縮減頻率）定義為f?=fc/U∞， 其中，c為撲翼葉片弦長，U∞為來流速度。

撲翼從流體中獲取的總能量由升沉運動和俯仰運動做功之和求得[6-7,12]。升沉運動做功PY(t)表示為升沉力Y(t) 與 升沉速度Vy(t)乘積，俯仰運動做功Pθ(t) 表 示為俯仰力矩M(t) 與 俯仰角速度 ω (t)乘積：

式中，ρ為流體密度。將CP表示為兩種運動的貢獻之和的形式即：

為計算撲翼的獲能效率，我們將其定義為流體對撲翼做的平均總功率與掃掠高度內流體蘊含的總功率之比：

其中，d為撲翼掃掠高度，見圖1。

本文所提出的尾緣襟翼模型如圖2所示，圖中β0為 尾緣襟翼偏轉角度幅值，l為 尾緣襟翼長度，w為翼縫寬度，翼型采用NACA0015。在撲翼上加裝尾緣襟翼后，與原始撲翼的升沉、俯仰運動相比，增加了尾緣襟翼自身的俯仰運動，其運動方程如下所示：

圖2 NACA0015基本翼型與加裝尾緣襟翼后的撲翼Fig. 2 The NACA0015 airfoil and the flapping airfoil with a trailing-edge flap

其中， β(t)為 尾緣襟翼瞬時偏轉角度， ωt為尾緣襟翼偏轉角速度，f、φ與撲翼主體保持一致，以實現尾緣襟翼始終向壓力面偏轉、從而提高升沉力的目的。

尾緣襟翼繞自身俯仰軸產生的俯仰力矩系數CMt定義為，故具有尾緣襟翼的撲翼獲能計算方法可由式（9）給出：

圖3 具有尾緣襟翼撲翼的運動模型Fig. 3 A sketch of imposed oscillating motions of the trailing-edge flap

為了更全面地了解具有尾緣襟翼的撲翼運動過程中的獲能特性，除研究其獲能效率外，本文還計算

式中CPY?、CPθ?、CPθt?和CPY+、CPθ+、CPθt+分別表示一個運動周期內具有襟翼的撲翼做負功（耗能）和做正功（獲能）的功率系數。

1.2 數值模型與網格

本文采用商用CFD軟件ANSYS Fluent，在絕對坐標系下對撲翼周圍的二維、非穩態、不可壓縮流場展開了數值模擬。空間項和時間項采用二階格式離散，計算格式采用二階精度，殘差的收斂精度為1×10?6。通過動網格技術實現撲翼的升沉、俯仰運動以及尾緣襟翼向壓力面的偏轉運動。

圖4所示為計算域網格和邊界條件的示意圖。

圖4 撲翼計算網格和邊界條件Fig. 4 The mesh and boundary conditions for the numerical simulation

本研究采用結構—非結構的網格布局：利用非結構網格劃分半徑為3倍弦長的內部區域，進行網格重構以實現撲翼的升沉運動與俯仰運動；外圍靜止域為結構網格，半徑為30倍弦長。靜止域和動網格域之間通過交界面連接，進口邊界采用速度入口條件，出口邊界條件采用壓力出口。

2 無關性檢驗與模型驗證

為了保證計算結果的準確性，本文對原始撲翼的數值模擬結果分別進行了網格無關性和時間步長無關性驗證。基于以往對于剛性撲翼獲能特性的研究，數值模擬中選用NACA0015翼型，工質為液態水。各參數分別固定為：弦長c=0.24m，俯仰軸位置xp=c/3， 來 流 速 度U∞=2m/s， 雷 諾 數Re=4.7×105，升沉幅值h0=c，俯仰幅值 θ0=75°，升沉運動與俯仰運動之間相位 φ =90°。在此參數下進行了18組數值模擬，驗證了不同縮減頻率下撲翼的獲能效率η、最大升沉力系數、平均阻力系數以及最大俯仰力矩系數對網格、時間步以及湍流模型的敏感性，驗證結果如表1。

從表1中可以看出，當網格數取2 ×105，時間步數取1500時，可以得到精度較高且耗時較少的計算模型。對于四種不同的湍流模型，最大俯仰力矩系數的計算結果存在一定差異，但綜合其余三個參數來看差距不大，考慮到S-A模型結構簡單，對大部分外流問題有著較強的魯棒性和較高的求解精度，故后續模擬以S-A模型為基準進行計算。

表1 網格、時間步及湍流模型無關性驗證Table 1 Sensitivity studies of mesh size,time step,and turbulence model

為驗證前文提出模型的準確度，對其在縮減頻率f?取0.04到0.20的范圍內展開二維模擬，與Kinsey的數值模擬[23-24]及實驗結果[13]進行對比，結果如圖5所示。

圖5 本文數值模擬與參考文獻結果[13, 23-24]對比Fig. 5 A comparison between the present numerical results and Refs. [13,23-24]

由圖中可以看出，本研究的升沉力系數模擬結果與Kinsey的模擬結果十分接近，獲能效率與Kinsey的二維模擬結果較為接近，其曲線形狀能與三維結果較好吻合。獲能效率的二維模擬結果均高于三維模擬以及實驗結果，則是由于三維情況下翼型的有限展長所致。綜上，可認為本研究所使用的的數值模型具有較高的準確性和可信度。

3 結果與討論

3.1 尾緣襟翼對撲翼獲能的影響

圖6為原始撲翼與帶有尾緣襟翼的撲翼在不同縮減頻率下的獲能效率曲線圖。圖中選取的尾緣襟翼參數如下：襟翼偏轉角度幅值 β0=30°，襟翼長度與翼型弦長之比l/c=0.33，翼縫寬度與翼型弦長之比w/c=0.001。可以看出：原始撲翼與帶有尾緣襟翼撲翼的獲能效率 η都呈現出隨著縮減頻率f?先升高后降低的趨勢，但相較于原始撲翼，具有尾緣襟翼的撲翼獲能效率在較廣的縮減頻率范圍內都得到了較大幅度的提升，最高可以使獲能效率得到23.5%的相對提升。

圖6 原始撲翼與具有尾緣襟翼撲翼的獲能效率曲線對比圖 Fi g. 6 Comparison of efficiency at different reduced frequencies

圖7為具有尾緣襟翼的撲翼在不同縮減頻率下的k的曲線圖。從圖中可以看出，低縮減頻率下具有尾緣襟翼撲翼的耗能與獲能比值較小，隨著縮減頻率增加，兩者之比逐漸增大。

圖7 具有尾緣襟翼撲翼的耗能與獲能比值曲線Fig. 7 The ratio of energy input to output of a flapping airfoil with a TEF at different reduced frequencies

為探究尾緣襟翼提升撲翼獲能效率的作用機理，本節中以縮減頻率f?=0.18和f?=0.22作為兩個特征頻率工況展開具體分析。

3.1.1 最佳縮減頻率工況下的撲翼獲能特性分析

如前文所述，撲翼的總獲能由升沉力做功和俯仰力矩做功兩部分組成（見公式（6）），故可通過分析原始撲翼和帶有尾緣襟翼的撲翼在一個運動周期內的升沉力系數、俯仰力矩系數及其做功情況（如圖8所示），進而得到撲翼的獲能規律。

圖8 f?=0.18時升沉力系數、俯仰力矩系數及功率系數一個周期內的變化曲線圖Fig. 8 Variations of heaving forces,pitching moments,and power extraction coefficients in one period when f?=0.18

由圖8可知，縮減頻率f?=0.18是本文參數組合下的最佳縮減頻率工況，此時原始撲翼和具有尾緣襟翼撲翼的升沉力在一個運動周期內的方向都能與升沉速度保持較好的同步性，從而保證運動周期內升沉力基本做正功；而俯仰力矩則基本與俯仰角速度反向，故俯仰力矩幾乎始終產生負功。對比兩種撲翼的不同之處，可以發現撲翼加裝尾緣襟翼后，幾乎整個運動周期中的升沉力系數都得到了一定程度的提升，在t/T=0.10、0.60附近達到幅值，而該時間段撲翼的升沉速度較大，故對升沉力做功提升明顯；此外t/T=0.50、1時刻附近，原始撲翼的升沉力會產生少許負功，而加裝尾緣襟翼后這部分負功得以減少，體現了該工況下尾緣襟翼有助于增強撲翼升沉運動與所受升沉力方向的協同性。但與此同時，尾緣襟翼的使用也帶來了更大的俯仰力矩，導致其產生的負功也一并增多，意味著主動控制襟翼擺動所需要的額外能量投入。由于升沉力做功在數值上占獲能的主要部分，因此具有尾緣襟翼的撲翼整體獲能效果得到了提升。

為解釋升沉力做功與俯仰力矩做功的差異，下面選擇f?=0.18下兩種撲翼在不同時刻的流場進行分析。圖9給出了原始撲翼和具有尾緣襟翼撲翼的渦量和壓強等值線圖。t/T=0.15時，撲翼處于下俯運動狀態，而尾緣襟翼隨著撲翼的俯仰同步向壓力面偏轉，圖中可以看出尾緣襟翼的偏轉對壓力面流體起到了阻滯作用，使得壓力面側流體速度降低、壓強增大，吸力面側速度增高、壓強降低，即翼型彎度增大提高了繞翼速度環量。當t/T=0.25時，撲翼俯仰角達到最大，襟翼處則出現了明顯的分離渦，該分離渦誘導產生的負壓區進一步提高了繞翼速度環量，從而增大了升沉力，從壓強等值線圖上也可以觀察到具有襟翼的撲翼相較原始撲翼左右表面壓差范圍更大、強度更高，同時由于該時刻升沉速度達到幅值，故升沉力做功最為顯著。t/T=0.35時，原始撲翼尾緣吸力面存在部分正壓區，所形成的逆壓梯度既不利于該時刻撲翼的下沉運動，也不利于其順時針俯仰運動，而襟翼偏轉在吸力面產生的分離渦卸除了該位置不利的正壓區，提升升沉力做正功的同時也削弱了俯仰力矩產生的負功，這一點在圖8中也可以得到驗證；此外，襟翼的擺動使壓力面處的負渦切斷了吸力面的正渦，從而在此時產生了兩個同向的脫落渦。t/T=0.45時刻撲翼下沉運動基本停止，繼續順時針俯仰直至水平位置，此時帶襟翼撲翼的吸力面前緣具有較強的渦量，導致正壓區集中于尾緣下表面，對撲翼的順時針俯仰產生了更強的阻礙作用，從而增大了俯仰階段力矩產生的負功。

圖9 f?=0.18時不同時刻下原始撲翼和尾緣襟翼撲翼的渦量云圖與壓力云圖對比Fig. 9 The temporal evolution of instantaneous vorticity (the first and third rows) and pressure (the second and fourth rows)around the flapping airfoil with and without TEF when f?=0.18

3.1.2 更高縮減頻率工況下的撲翼獲能特性分析

由圖6可知，當縮減頻率超過0.18繼續增大時，兩種撲翼的獲能效率均呈現出下降趨勢。本節以f?=0.22為例，分析繼續增大縮減頻率導致獲能效率降低的原因。

圖10為縮減頻率f?=0.22時兩種撲翼的升沉力系數、俯仰力矩系數及其做功系數曲線圖。通過與圖8比較可知，縮減頻率f?=0.22時原始撲翼和具有尾緣襟翼撲翼的升沉力與俯仰力矩相對f?=0.18時均得到提升，且俯仰力矩增幅大于升沉力增幅。但是由于升沉力系數與俯仰力矩系數的峰值均出現在t/T=0.10、0.60附近，而這一時刻相比升沉速度最大值時刻（t/T=0.25、0.75）更接近俯仰角速度最大值時刻（t/T=0、0.5），故從力與運動相位的角度來看，該峰值實際上更有利于俯仰力矩做功。因此，相對于f?=0.18，該縮減頻率下俯仰力矩做功增幅大于升沉力做功增幅。由前文分析可知，高縮減頻率下升沉力基本貢獻正功，而俯仰力矩則產生負功，故繼續增大縮減頻率，撲翼獲能效率降低。

圖10 f?=0.22時升沉力系數、俯仰力矩系數及功率系數一個周期內的變化曲線圖Fig. 10 Variations of heaving forces,pitching moments,and power extraction coefficients in one period when f?=0.22

圖11給出了f?=0.22時原始撲翼和具有尾緣襟翼撲翼的渦量和壓強等值線圖。通過與圖9對比可知，首先，縮減頻率的提高增強了撲翼表面的渦量強度，由此誘發生成了更大范圍的壓力區；此外，增大縮減頻率意味著增大了撲翼的撲動頻率，使得撲翼在一個運動周期內產生了更多的脫落渦，這些分布更加密集的脫落渦在翼型吸力面一側形成了更大范圍的負壓區。而相對于原始撲翼，帶有尾緣襟翼的撲翼具有更高的渦強度和更大范圍的壓力區。更大的壓力區一方面提高了撲翼在升沉過程中所受的升沉力，但另一方面也使得俯仰過程中與俯仰運動反向的有害力矩同步增大，這些流場特征印證了上文中對做功系數曲線的分析。

圖11 f?=0.22時不同時刻下原始撲翼和尾緣襟翼撲翼的渦量云圖與壓力云圖對比Fig. 11 The temporal evolution of instantaneous vorticity (the first and third rows) and pressure (the second and fourth rows)around the flapping airfoil with and without TEF when f?=0.22

3.2 翼型厚度對襟翼撲翼獲能的影響

本節探討了翼型厚度對具有尾緣襟翼撲翼獲能特性的影響。翼型選擇NACA0005、NACA0010、NACA0015、NACA0020、NACA0025、NACA0030六種NACA系列標準對稱翼型，在雷諾數Re=4.7×105、升沉幅值h0=c、俯仰幅值 θ0=75°、 俯仰軸位置xp/c=1/3、尾緣襟翼偏轉角度幅值 β0=30°，襟翼長度與翼型弦長之比l/c=0.33， 翼縫寬度與翼型弦長之比w/c=0.001的參數下展開二維數值模擬。

圖12給出了不同縮減頻率下翼型厚度對具有尾緣襟翼撲翼的獲能效率的影響規律。從圖中可以得出，最薄的翼型NACA0005的獲能性能最差，隨著翼型厚度的增大，獲能的峰值與高效區范圍逐漸增大，NACA0020翼型在中低縮減頻率范圍內的獲能效率達到最大，但此時在高縮減頻率下效率開始急劇下降，翼型厚度進一步增大，撲翼的高效工況區逐漸減小。

圖12 翼型厚度對尾緣襟翼撲翼獲能效率的影響Fig. 12 The effects of airfoil thickness on the energy-extraction efficiency

縮減頻率取f?=0.12時，不同翼型厚度的尾緣襟翼撲翼的瞬時升沉力系數CY、翼型主體俯仰力矩系數CM、尾緣襟翼俯仰力矩系數CMt、升沉力功率系數CPY、翼型主體俯仰力矩功率系數CPθ、尾緣襟翼俯仰力矩功率系數CPθt如圖13所示。從升沉力方面來看，薄翼型（NACA0005、NACA0010）襟翼撲翼的升沉力在t/T=0.15與t/T=0.45時刻附近具有兩個明顯的峰值，但是這兩個峰值出現的位置使得撲翼所受升沉力與撲翼升沉速度的同步性較差，因此實際上升沉力做功較少；隨著翼型厚度增加，升沉力的第二個峰值逐漸消失，但第一個峰值可以在高升沉速度階段維持較高的幅值，即與升沉速度有了更好的同步性，因此升沉力做功大大增加；當翼型相對厚度達到25%時，第一個升沉力峰值不再增大，第二個峰值的方向則轉變為與升沉速度相反，因此翼型過厚會損害襟翼撲翼下俯沖程后期的獲能特性。從主體的俯仰力矩方面來看，六種厚度的翼型在t/T=0.15、t/T=0.45時刻附近產生了兩個峰值，翼型厚度越薄，撲翼所受俯仰力矩與其俯仰角速度的同步性越好，因此俯仰力矩做正功越多；隨著翼型厚度的增加，俯仰力矩的幅值逐漸降低，當相對厚度達到25%時，該時刻的力矩方向轉變為與俯仰角速度相反，此時俯仰力矩開始產生負功，不利于撲翼整體的獲能過程。從尾緣襟翼的俯仰力矩方面來看，規律與主體的俯仰力矩基本一致，但其貢獻的功在數值上要遠小于主體的俯仰力矩，可作忽略處理。整體來看，由于升沉力對于做功的貢獻遠大于俯仰力矩所做的貢獻，故該工況下NACA0020翼型表現出了最佳的獲能性能。

圖13 不同厚度翼型襟翼撲翼的瞬時升沉力系數、俯仰力矩系數及功率系數( f?=0.12)Fig. 13 Variations of heaving forces,pitching moments,and power extraction coefficients in one period for airfoils with different thicknesses ( f?=0.12)

此外，從圖7的結果中可以發現高縮減頻率時的k值較大，這是由于在較高縮減頻率下撲翼的升沉力幾乎全部做正功（獲能）而俯仰力矩幾乎全部做負功（耗能），此時公式(10)可以簡化為k=CPθ?/CPY+；而在低縮減頻率下雖然升沉力功率幅值降低，但幾乎完全產生正功，而俯仰力矩功率在幅值降低的同時存在既耗能又獲能的狀態，此時導致公式(10)中分母較大，因此低頻率下耗能與獲能比值較小。

圖14選取NACA0005、NACA0015、NACA0025三種不同厚度翼型的襟翼撲翼在f?=0.12的周期內不同時刻的渦量等值線圖進行了分析。從圖中可以看出，最薄翼型NACA0005的襟翼撲翼在下俯沖程開始時（t/T=0.15），便已開始形成明顯的前緣渦。隨著撲翼運動至升沉速度最大時刻t/T=0.25時，NACA0005翼型生成的大尺度前緣渦占據了翼型吸力面除尾緣外的絕大部分，但是這股前緣渦誘導生成的負壓區形成的力基本垂直于撲翼下俯方向，因此實際上并未帶來升沉力的提高；而NACA0015與NACA0025翼型在該時刻下產生的渦量緊貼翼型表面，具有較高強度，尾緣襟翼的存在則進一步提升了繞翼環量，升沉力做功顯著。t/T=0.35時刻NACA0005翼型的前緣渦進一步向尾緣發展，在該位置生成的負壓區有利于撲翼的向下俯沖以及順時針轉動，因此升沉力、俯仰力矩做功均得到提升；NACA0015與NACA0025翼型吸力面上則開始發生不同程度的流動分離，渦的形態由均勻穩定的貼體渦開始向大尺度的分離渦轉變，不利于撲翼升沉力的提高，因此兩者的升沉力系數在此時均有不同程度的降低。到t/T=0.45時刻，撲翼的升沉運動基本停止，開始順時針俯仰，此時NACA0005與NACA0015翼型的前緣渦正好運動至尾緣處，產生的負壓區有利于流體推動撲翼完成順時針轉動，使得俯仰力矩做正功；而NACA0025翼型的前緣渦已經脫落，未能對俯仰運動產生促進作用。

圖14 不同時刻下翼型厚度不同的襟翼撲翼的渦量云圖對比Fig. 14 The temporal evolution of vorticity around flapping airfoils with trailing-edge flaps (The three airfoils have different thicknesses)

NACA0005、NACA0015、NACA0025三種翼型的襟翼撲翼在縮減頻率f?=0.12下的壓力系數曲線如圖15所示。可以看出，t/T=0.25時NACA0005翼型的前緣渦發展最為迅速，負壓區集中在翼型中后部位置，由此產生的壓力方向難以對撲翼升沉力做功產生促進作用；其他兩種翼型產生的負壓區則更靠近翼型前緣，有利于產生與翼型運動同向的力。t/T=0.45時刻下，NACA0005高強度負壓區分布在尾緣下表面，有利于撲翼完成順時針俯仰運動；NACA0015翼型的前緣渦在此刻尚未到達尾緣襟翼處，故還有殘余的正壓區未被卸除，不利于俯仰力矩做功；而NACA0025翼型的前緣渦此刻已經脫落，因此在襟翼處下表面產生的負壓區也并不明顯。通過對壓力系數分布的分析也印證了上文對渦量場的研究結論。

圖15 厚度不同的翼型襟翼撲翼的表面壓力系數對比( f?=0.12)Fig. 15 Pressure coefficients of airfoils with different thicknesses( f?=0.12)

4 結論

本文提出了一種在撲翼式獲能器上應用擺動尾緣襟翼的思路，通過增大翼型的彎度以提高升沉力及其做功，從而達到增大撲翼獲能效率的目的。本文研究發現這種尾緣襟翼對提升效率有顯著效果，表明是一種有應用前景的新型撲翼式獲能器，并在此基礎上探究了翼型厚度對具有尾緣襟翼撲翼獲能特性的影響。主要結論可概括如下：

1）在撲翼上添加尾緣襟翼可提高撲翼所受的升沉力，有利于增強撲翼運動與受力方向的協同性，從而提高撲翼的升沉力做功和獲能效率。尾緣襟翼對撲翼獲能效率的提升在高縮減頻率下尤為明顯，效率相對原始撲翼最多可提高23.5%。超過最佳縮減頻率后，俯仰力矩的負功增幅相比升沉力的正功增幅更大，因此獲能效率開始降低。

2）具有尾緣襟翼的撲翼耗能與獲能之比k在低縮減頻率下較小，隨頻率增高該比值逐漸增大。這一結果進一步表明了這種撲翼運動過程中在低縮減頻率下升沉力做正功、俯仰力矩可同時產生正功和負功，而高縮減頻率下升沉力與俯仰力矩分別只產生正功與負功的做功規律。

3）翼型厚度對撲翼前緣渦的演化形態存在明顯的影響，獲能效率整體上呈現隨翼型厚度增大先增加后降低的規律，此外，較大厚度翼型的獲能特性在高縮減頻率下出現了急劇劣化的現象。

本文提供了一種提高撲翼式獲能器獲能效率的新思路，研究結果具有一定的理論意義和實際應用價值。在后續的工作中，可以考慮進行三維數值模擬或可視化實驗，揭示撲翼前緣渦演化過程中更多的流動細節，更深入地探討尾緣襟翼的增升機理。此外，由于目前的研究大多著眼于撲翼的氣動性能，還需要對控制、結構等學科交叉問題進行探索，以期為將來工程化應用提供可行性參考。