Gurney襟翼对翼型气动特性影响的风洞实验研究

针对风力机叶片翼型WA251A在Re=3.0×106情况下,安装Gurney襟翼时气动力的变化展开风洞实验研究.对WA251A翼型在干净翼和安装Gurney襟翼情形下的气动力进行对比,重点讨论了Gurney襟翼安装高度、安装角度及安装位置等因素对翼型气动力的影响.实验结果表明:同一安装位置安装高度的增加其增升效应越明显...     

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。     

椭圆翼型高速气动特性实验研究

针对旋转机翼飞机主机翼翼型设计的特殊要求,在中国空气动力研究与发展中心FL-21风洞对16％相对厚度椭圆翼型马赫数0．4下的高速气动特性进行了实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。实验结果与数值计算结果的对比分析表明,数值计算具有较好的精确度,椭圆翼型的升力线斜率较小,压心位置靠前,力矩系数随迎角线性增大,最小阻力系数迎角并不像传统对称翼型那样为零度。     

Gurney襟翼的单段翼型动态气动特性的影响

在西北工业大学NF－3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验。研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板（TAB）状态时的增升效果。实验结果表明，高度为0．010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22％和16％，而使OA212MK＋TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19％和5％。     

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。     

Gurney襟翼对多段翼型气动性能影响的数值研究

采用剪切应力输运（SST）k-ω两方程湍流模型和C-H型多块结构网格求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,结合襟翼缝道参数变化研究了不同形式的Gurney襟翼（GF）及其几何参数对多段翼型气动性能的影响,GF形式包括主翼和襟翼分别及同时增加GF。在GF绕流数值计算中对GF局部网格进行适当加密,多段翼型不同襟翼缝道参数GF构型的计算结果表明：主翼GF的影响主要取决于缝道参数,通过减小襟翼逆压梯度可以有效抑制襟翼位置并非最优时出现的流动分离,因而能够用来重新优化缝道参数;襟翼GF对基本构型的影响大致相同,升力系数和俯仰力矩系数增加明显且随GF高度非线性变化,但当其高度合适时阻力系数变化不大;主翼和襟翼同时增加GF时,在线性区域内多段翼型气动性能的变化大致为上述两种单独情形的线性迭加。     

后缘装置LET对多段翼型气动特性的影响研究

采用求解N-S方程的方法,分别对安装后缘装置(Lift Enhancing Tabs,LET)中的传统形式Gurney襟翼(Gurney Flap,GF)和新型后缘装置(Mini-Trailing Edge Device,Mini-TED)后的多段翼型气动特性进行了分析研究。以带有30%弦长富勒襟翼的NACA632-215B两段高升力翼型为基础,分析了不同安装位置的GF对气动特性的影响。结果表明,在中等襟翼偏角下主翼尾缘安装GF对气动特性是不利的,而GF在襟翼尾缘的安装则有实际应用的可能。针对某真实飞机起飞、着陆构型多段翼型,研究了襟翼后缘不同偏角的Mini-TED对气动特性的影响。计算结果表明,通过对Mini-TED安装偏角的优化,对于不同的构型和飞行状态可以增大其改善飞机气动特性的使用范围。     

具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析

增大飞机的升力可以有效地缩短飞机起飞和着陆的滑跑距离 ,本文通过对高升力多段翼型有、无Gurney襟翼时的翼面边界层、尾迹速度分布及表面压力分布的测量等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的多段翼型绕流特性及增升规律。实验研究结果表明 ,在α =8°时 ,Gurney襟翼高度为 0 .0 2c和 0 .0 5 5c时 ,使多段翼型升力系数分别增加了 1 3%和 2 2 %。Gurney襟翼的增升效果不仅与Gurney襟翼的高度密切相关 ,而且还与在翼面上的安装位置有关。     

激励方式对多段翼型升力特性影响的实验研究

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主／被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能。在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径。采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。结果表明：在GAW一1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加。     

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术.试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性.     

Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究

通过低速风洞实验研究了Gurney襟翼对双三角翼气动特性的影响,结果表明Gurney襟翼可以提高双三角翼的升力系数、最大升力系数以及中高升力系数情况下的升阻比。此外,进一步证实了Gurney襟翼的有效迎风面积是影响增升效果的主要因素。     

不同声激励方式对多段翼型升力特性的影响

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要.通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主/被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能.在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径.采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式.结果表明:在GAW-1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加.     

翼型边界层及近场尾流的湍流特性与气动噪声特性相关规律试验研究

变湍流度试验结果表明,湍流度对翼型边界层和尾流的湍流特性,转捩情况,气动噪声特性及其它们间的相关特性有显著影响,这种影响有一定规律,笔者得出了若干有价值的半经验关系式。     

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FL14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。     

增升装置多段翼型气动声学风洞实验研究

随着航空运输业的蓬勃发展,飞机的噪声污染受到越来越多的关注。在大型飞机起降阶段,增升装置作为主要的机体部件,其辐射出的噪声量级已经占据飞机总体噪声的很大一部分,是未来飞机能否进一步降低噪声达到适航标准的关键性因素。针对增升装置多段翼型30P30N的气动噪声问题进行实验研究,实验在北航D5气动声学风洞中开展,使用Kevlar布和穿孔板对实验段进行了气动声学改造,以满足透声不透气的气动声学实验要求。通过远场传声器和麦克风阵列测量得到30P30N模型的远场气动噪声特性和定位主要声源位置,引进小波变换的信号分析方法得到噪声的时频特性,全面揭示多段翼型的气动噪声产生机理。     

喷气吹气襟翼对翼型气动性能影响研究

用雷诺平均N-S方程模拟方法对翼型上下表面局部增加喷流和吹气的增升效果进行计算分析,内容包括改变喷流压比,喷流角度,舵面状态和吹气位置,以此研究吹气襟翼和喷气襟翼对翼型气动性能的影响规律.模拟结果表明:喷气增升主要通过上下翼面压力分布实现的.在一定范围内升力随喷流的压力比升高而升高;上翼面吹气可以推迟上翼面分离且吹气位置前移推迟分离效果更加明显.     

后缘锯齿襟翼对翼型气动特性的影响研究

针对在翼型后缘增加锯齿襟翼与格尼襟翼的差异性,以及二者对翼型的空气动力特性有何改善等问题,在某民用运输机机翼翼型下表面后缘处增加锯齿襟翼,对其进行了空气动力特性试验和计算。结果表明,增加一定高度的后缘锯齿襟翼,能够减弱和改变翼型下表面后缘处气流的流动,从而减少和改变翼型下表面尾涡的涡量和涡量变化率,达到增加翼型升力、减小翼型阻力的目的。     

分段式Gurney襟翼对某型靶机气动特性的影响

研究了分段式Gurney襟翼对某型靶机气动力特性的影响,目的在于寻找在改善靶机纵向气动特性的同时兼顾横航向特性的方法。在靶机模型上加装长度为机翼半展长一半的平板Gurney襟翼进行风洞测力实验,在有/无侧滑角的条件下研究安装位置、襟翼高度对靶机纵向气动特性和横航向气动特性的影响,并与全长度Gurney襟翼的情况进行了对比。研究发现:半长度Gurney襟翼布置方案能够在靶机纵向力气动特性和横航向气动特性间取得性能平衡,因此,相比于全长度Gurney襟翼具有更好的应用前景。     

Gurney襟翼对翼型流场影响的数值模拟及研究

本文采用计算流体力学的方法计算了NACA23012翼型以及安装四个不同高度（1％C、2％C、3％C、4％C）Gumey襟翼翼型的流场,并比较了不同来流马赫数、气流攻角条件下的气动性能．包括升阻比、翼型表面压力系数分布和马赫数分布。计算结果表明,安装Gumey襟翼后翼型的升阻比得到提高,升力分布趋于平均,在所计算的气流条件下安装3％C高度Gumey襟翼的翼型获得了最高的升阻比。