带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究.结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响.具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°.     

翼型后缘平板影响的风洞实验研究

给出了在翼型后缘加不同尺寸和形状的平板对翼型升阻特性和力矩特性的影响。实验是在西北工业大学翼型研究中心的NF-3风洞中进行的。实验雷诺数为3×106。实验结果表明，在翼型后缘加平板对翼型的气动特性有明显影响，在使用中，可根据不同的要求研制不同形状的平板来改变其气动特性，以满足使用要求。     

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究.结果表明:模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净.鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注.     

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键.对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究.试验分别在FL-14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术.试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型.试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考.     

旋翼翼型定常-非定常特性综合优化设计新方法

旋翼翼型对直升机旋翼及全机气动特性有至关重要的影响。结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,本文提出了一种新的旋翼翼型设计理念,即定常优化设计同非定常设计相结合的方法来开展直升机旋翼专用翼型的优化设计。首先,建立旋翼翼型非定常气动特性的高精度CFD求解方法,以获得旋翼翼型在相应状态下的升力、阻力和力矩等气动参数。其次,针对旋翼翼型优化状态的特点,对于翼型静态优化及动态失速优化分别采用遗传算法和序列二次规划算法。在上述方法建立基础上,首先针对定常状态下的原始翼型(SC1095)进行优化设计,获得一个满足设计要求的静态优化翼型,进一步着重对该翼型在非定常状态下进行优化设计,成功地得到一种新翼型,并具有非常规外观。结果表明,在设计状态下,新翼型在保持良好定常气动特性的同时,明显减弱了动态失速状态下的分离涡,从而显著改善了翼型的动态失速特性。     

风扇翼翼型气动特性研究

应用RNGκ-ε二阶精度增强壁面函数法,数值模拟了典型风扇翼翼型在不同迎角、不同叶片转速、不同前方来流速度情况下翼型的流场特征和气动力系数变化。通过对流场和气动力系数的计算分析发现:在来流速度较大情况下,风扇翼翼型上部后行叶片会引起翼型上的气流分离,随着速度的增加,气流分离加剧,翼型气流分离引起翼型升力系数随着来流速度增加而不断下降。通过研究翼型弦线上分布点的力矩系数随翼型迎角、来流速度和风扇转速的变化规律,确定弦线上力矩系数不随各状态量变化的点约在翼型弦线上距前缘的40%弦长位置。     

翼型低速动态测压实验的初步分析

简述了翼型低速动态实验研究的测试设备和实验方法。给出了NACA。。12翼型动态测压的实验结果，初步分析了影响翼型动态气动特性的因素。将所得实验结果与国外实验结果及理论计算结果进行了对比与分析，实验结果与资料值有较好的一致性。     

翼型加装格尼襟翼的低雷诺数气动特性实验研究

为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%~5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105~2.31×105.试验结果表明:低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大.格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用.与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出.     

采用新翼型的函道螺旋桨气动特性实验研究

对国内、外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用ＮＰＵＰＲ翼型及ＮＡＣＡ－１６翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明，同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果，这些结果与计算结果相一致。此外，计算和实验结果表明：ＮＰＵＰＲ翼型设计的螺旋桨明显优于用ＮＡＣＡ－１６翼型设计的２方案，而用ＮＰＵＰＲ原翼型的Ｋ、Ｚ方案又明显优于应用户要求修型的１方案。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律.实验结果表明:在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加.高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比.同Gurney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA 0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小.     

低雷诺数下Mini-TED对翼型流动分离特性的影响PIV实验研究

介绍了安装有后移式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的NACA23012翼型流场结构的低雷诺数风洞实验结果。实验采用PIV技术采集了不同迎角时翼型周围的速度分布,测量了后缘附近 Mini-TED周围的详细涡旋结构,并与NACA23012原型翼型周围流场进行比较分析,以研究该 Mini-TED对翼面流动分离特性造成的影响,本实验以弦长为特征量的雷诺数为Re≈1.3×105。实验结果显示,Mini-TED对上翼面的流动分离有明显的抑制作用,尤其在较大迎角时更为有效,并且上翼面流速均高于对应迎角时原型翼型的翼面速度;下翼面流动在Mini-TED前方形成局部的低速区,造成静压升高,同时 Mini-TED 上方观察到对涡结构,形成低压区,二者共同作用的结果将导致后缘产生附加升力,增加翼型的低头力矩。上下翼面间的速度差比原型翼型有所增加,使翼型获得更高的升力。     

地面效应下的不同翼型亚声速气动特性分析

采用数值方法研究了亚声速地面效应条件下不同翼型的气动特性,进一步以Ma=0.5来流工况为例,研究了翼型参数和飞行高度对气动特性的影响。计算结果表明在Ma为0.5、迎角为6°的地效情况下,翼型弯度减小,更容易在翼型前缘产生激波阻力;翼型下翼面后缘弯度增大使得后缘压力更高,升力系数和低头力矩相应增大;随着飞行高度的减小,地效作用加强,翼型下翼面压力增大,下翼面的升力增量大于上翼面吸力损失,机翼升力系数和升阻比增加越来越显著。     

航空发动机风扇叶片振动适航符合性设计方法

对航空发动机风扇叶片振动适航符合性设计方法开展了研究。采用非均匀有理B样条实现风扇叶片型线的设计,通过各截面型线质心实现风扇叶片积叠成型;建立榫头的草图,拉伸生成风扇叶片的圆弧榫;考虑强度、振动特性,实现伸根段的设计。从振动适航条款CCAR 33.83的要求出发,给出了风扇叶片振动符合性的验证方法,基于建立的风扇叶片模型,采用有限元方法对风扇叶片的振动特性和振动应力进行计算。计算结果表明,在整个飞行包线环境下,该风扇叶片的振动特性和振动应力水平满足振动的适航条款要求,为风扇叶片的振动符合性设计与验证提供了依据。     

深度强化学习在翼型分离流动控制中的应用

搭建了基于深度强化学习（DRL）的射流闭环控制系统,在NACA0012翼型上开展了大迎角分离流动控制实验研究。NACA0012翼型弦长200 mm,实验风速10 m/s,雷诺数1.36×105。射流激励器布置在翼型上表面,通过电磁阀进行无级控制。将翼型表面的压力系数和智能体自身的动作输出作为智能体的观测量,以翼型后缘压力系数为奖励函数,对智能体进行训练。结果表明:经过训练的智能体成功地抑制了大迎角下的流动分离,比定常吹气的费效比降低了50%;智能体可以将翼型后缘压力系数稳定地控制在目标值附近;状态输入和奖励函数的改变会对最终的训练效果产生不同影响。     

后退式微型后缘装置对翼型气动特性影响的实验研究

介绍了装有后退式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的 NACA23012翼型在低雷诺数条件下的表面压力分布、气动力和 PIV 速度场的风洞实验结果,并与 NACA23012原型翼的对应测量结果进行了对比分析,以探讨 Mini-TED 装置对翼型流场、气动特性产生的影响。本实验风速为15m/s,以弦长为特征量的雷诺数为 Re ≈1.3×105,翼型表面压力分布采用测压孔和压力传感器测量,通过积分获得翼型升力和压差阻力,并利用尾耙测量翼型受到的总阻力。结果表明,后退式 Mini-TED 翼型改变了翼型周围的流场速度分布和尾流流动结构,导致上翼面吸力和下翼面的压力升高,使翼型升力增加,但压差阻力也增加。同时发现后退式 Mini-TED 翼型使前驻点位置后移,加快了上翼面的流动速度,后缘分离受到抑制。     

翼型气动力直接测量风洞试验技术探索

在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内开展了翼型气动力直接测量试验技术的探索性研究。描述了试验方法和试验设备,给出了试验结果,并与通过模型表面测压和尾迹测量法所得结果进行了对比。结果表明：翼型气动力直接测量技术关键在于解决测力中段和外段的传力及缝道流动问题;笔者提出的方法比较好地解决了这一难题,直接测量的翼型气动力和表面测压和尾迹测量技术所得结果在中小迎角范围吻合良好。     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术.风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果.试验结果表明:对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积.     

刷毛翼型尾缘噪声控制实验研究

利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用翼型尾缘刷毛来控制翼型噪声的方法,研究了不同迎角情况下不同长度和间距刷毛对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响,并把该方法与锯齿尾缘降噪方法对比,研究了不同工况下两种降噪方案对降噪效果的影响。实验结果表明,翼型尾缘附加刷毛是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段具有比较明显的降低效果;降噪效果与刷毛的间距和长度有关;尾缘刷毛与锯齿尾缘相比具有更优的降噪效果。附加刷毛对翼型壁面动态压力载荷的影响较小。     

基于微型压力传感器阵列的翼面压力分布直接测量系统

研发了微型压力传感器并构成柔性衬底基阵列,直接置于翼型外表面实现压力分布测量.结合传感器特性和气动测量需求,设计了压力传感器阵列恒流驱动电路和差分滤波电路,并通过LabVIEW调用所开发的MAT-LAB的应用程序实现了数据的在线处理和实时显示.结合NACA0012翼型对该测压系统进行了低速风洞实验.对其有效进行了初步验证.