基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法（VLM）对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证。首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12％,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×10^4,喷流系数（喷流与自由来流的动量比）Cμ=0.017。研究结果表明：组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用＂＋0-＂构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

具有叶尖小翼的涡轮叶栅间隙流动的实验研究

涡轮动叶叶顶间隙流动是引起动叶内部流动损失的重要因素之一,大约30%的流动损失是由间隙流动引起的。对高负荷涡轮叶栅在间隙高度1%叶高、0°冲角的条件下,加装不同宽度和安装位置的叶尖小翼进行了实验研究,结果表明,压力面小翼在一定程度上削弱了泄漏涡强度,0.3倍叶片当地厚度的压力面小翼效果最佳。吸力面小翼可使泄漏涡运动轨迹向相邻叶片的压力面侧偏移、泄漏涡强度减弱,间隙泄漏损失降低。随着吸力面叶尖小翼宽度的不断增加,叶尖小翼对泄漏流动的控制作用也不断增强,当宽度在1.2倍叶片当地厚度时,对泄漏流动控制效果最好,可使叶栅测量截面总损失与不加小翼的叶栅相比降低28%。组合小翼不如单纯的吸力面小翼效果好。     

小翼羽掠角对机翼增升效果的影响

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛（小翼羽）来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。     

不同宽度吸力面小翼控制压气机叶栅间隙流动的实验研究

为了进一步揭示吸力面叶尖小翼控制压气机叶栅间隙泄漏流动的作用机制,实验研究了三种不同宽度吸力面小翼在3%弦长间隙下对压气机叶栅气动性能的影响,并建立了带吸力面小翼的压气机叶栅旋涡结构模型。研究结果表明,吸力面小翼使得泄漏流在翼顶通道内发生掺混,延缓了泄漏涡的形成并降低了泄漏涡强度,三种宽度吸力面小翼分别使叶栅损失降低6.9%,7.7%和8.2%。吸力面小翼对叶栅损失值的降低量并不与其自身宽度增加量成线性关系。较大宽度的吸力面小翼会导致近端壁区气流欠偏转程度增加及泄漏流掺混损失等附加损失增大。     

带不同形状吸力面小翼的压气机叶栅变间隙实验研究

为了控制和降低压气机中由叶尖间隙引起的泄漏损失,对加装不同形状的吸力面小翼变间隙流场进行了实验研究。通过五孔探针测量叶栅出口流场,详细分析了不同间隙下吸力面叶尖小翼对压气机叶栅出口流场结构、气动损失和通流能力的影响。结果表明:与常规叶栅相比,附加吸力面小翼的叶栅泄漏涡涡核向远离叶片吸力面移动,且强度明显减弱,泄漏涡的起始点转移到吸力面小翼的最大厚度轴向位置处。不同形状的吸力面小翼在大间隙高度下对叶栅损失的影响较为明显,其中SW25方案叶栅在3%h间隙高度下效果最佳,可使叶栅出口总压损失降低15.38%。研究的三种不同形状的吸力面小翼仅在小间隙高度下改善了叶尖泄漏涡造成的叶栅出口气流角的过偏转/欠偏转现象。     

基于自由尾迹法的小翼形状对风机气动性能影响分析

基于(势流)涡方法开发了水平轴风力机叶片气动性能分析程序,采用自由尾迹模型对增加O型小翼和L型小翼后的叶片气动设计性能进行分析,计算了风力机设计工况下的涡位置及诱导速度分布等气动性能参数,对比了增加小翼后功率输出情况。结果表明,增加小翼后风力机叶片在设计工况下功率系数有明显增加,下风向小翼功率提升高于上风向小翼。     

带吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验

为了进一步揭示吸力面小翼在不同叶尖间隙条件下的影响机理,开展了有/无吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验.结果表明:与无间隙叶栅相比,叶尖相对间隙为1%时引入的泄漏流可以有效抑制叶片吸力面/端壁角区三维分离的产生,叶栅总损失和气动堵塞程度最低,此时为研究的4种间隙工况中的最佳间隙工况.吸力面小翼在此间隙下降低了泄漏涡强度的同时使通道涡增强,叶片吸力面重新出现了三维分离流动,叶栅总损失和堵塞程度均有所增加.在叶尖相对间隙为2%和3%时,带吸力面小翼叶栅中叶尖分离涡增强,主导叶尖区流动的泄漏涡强度减弱,两种间隙下叶栅总损失系数分别降低了8.9%和12.5%,堵塞系数分别降低了6.9%和6.3%.在研究的3种非零间隙条件下吸力面小翼降低了叶栅气动损失对叶尖间隙变化的敏感性,减弱了叶尖泄漏涡造成的叶栅出口气流角的欠偏转/过偏转程度.      

变体翼梢小翼的减阻机理数值模拟

总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数,在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围,为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明:在飞机的起飞阶段,变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%,同时将翼尖涡强度降低了15%,有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全;但也会增大机翼的翼根弯矩,因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.     

压力面小翼对涡轮叶栅不同间隙下流场影响的实验

对某涡轮叶栅加装不同宽度的压力面小翼对叶栅间隙流场的影响进行了实验研究,详细测量了间隙高度为0.5%h,1%h,1.5%h时叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况.通过实验结果分析得出:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流动加剧,泄漏涡增强,叶栅总损失增加,同时使上通道涡的强度减弱;压力面小翼在间隙高度为0.5%h时对间隙泄漏流动的控制效果较好,宽度为0.4倍当地叶片厚度的压力面小翼能使叶栅总损失降低18%.间隙高度为1%h时,0.3倍当地叶片厚度的压力面小翼效果最佳,使叶栅总损失降低10.37%.间隙高度为1.5%h时,压力面小翼对间隙泄漏流动基本没有影响,但在一定程度上降低了叶栅总损失.      

变冲角下吸力面小翼对压气机叶栅气动性能的影响

为了进一步揭示吸力面小翼对压气机叶栅间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对压气机叶栅加装吸力面小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了吸力面小翼在不同来流冲角下(-5°、0°、+3°)对叶栅气动性能的影响。结果显示,负冲角时,吸力面小翼有效降低了叶尖泄漏损失及遏制了压力面分离。随着冲角增加,叶顶最大压差作用区向叶栅上游移动,泄漏涡与通道涡的相互作用增强,吸力面小翼对叶栅气动性能的改善逐渐降低。     

压力面小翼对涡轮叶栅不同冲角下流场影响的实验研究

为了控制和降低涡轮动叶由叶顶间隙所引起的泄漏损失,对加装不同宽度压力面小翼的涡轮叶栅间隙流场进行了实验研究,详细测量了±10°,±5°,0°冲角时涡轮叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况。结果表明:随来流冲角由负到正,泄漏涡强度减弱,泄漏损失降低;通道涡强度增强,其引起的损失增大。压力面小翼在不同冲角下均对叶顶泄漏流动具有一定的控制作用,在设计冲角和较小的正冲角工况下PW0.3方案压力面小翼作用效果较好,分别使叶栅总损失降低10.38%和8.11%。在冲角变化范围更大时,PW0.4方案压力面小翼效果更好。     

融合式翼梢小翼减阻效应研究

有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场。结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2%,阻力系数减小4.2%。     

跨声速风扇转子叶尖小翼设计与扩稳机理研究

为了揭示叶尖小翼对跨声速风扇转子气动性能的影响机理,采用数值模拟方法研究了跨声速风扇转子NASA Rotor 67附加不同叶尖小翼的气动特性,并在分析不同叶顶间隙时风扇转子失稳机制的基础上探究了叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明:最大宽度的压力面小翼在小间隙、设计间隙和大间隙情况下分别使风扇转子失速裕度提高32%,33.6%和70.6%。小间隙时,转子叶尖泄漏涡和叶片吸力面附面层分离是影响风扇转子失稳的关键因素,设计间隙和大间隙时,叶尖泄漏涡导致的大面积阻塞区是影响风扇转子失稳的关键。三种不同叶顶间隙情况下,压力面小翼的扩稳机制均在于有效降低了转子叶尖泄漏涡强度,减弱了叶尖泄漏涡导致的低轴向速度区流体的阻塞程度。     

民机翼梢小翼气动特性数值模拟分析研究

针对某民机翼身组合体加装不同翼梢小翼——融合式翼梢小翼和翼尖涡扩散器进行对比分析。用软件ICEM生成原始翼身组合体及加装不同小翼的翼身组合体的点对点对接多块网格技术生成高质量的数值计算网格,运用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均N-S方程。对两种不同翼梢小翼在巡航点进行数值模拟,得到合理的翼稍小翼几何参数;对比升阻特性数据,两种翼梢小翼都可以提高升力系数,减少阻力系数。相对原始翼身组合体,融合式翼梢小翼升阻比增加9%,翼尖涡扩散器升阻比增加6%;但翼尖涡扩散器在力矩特性上有较大优势。所得结论对民用飞机翼稍小翼设计工作具有较大的工程应用价值。     

叶尖小翼对跨声速压气机转子变工况性能的影响

为了进一步揭示叶尖小翼对跨声速压气机转子气动性能的影响机理,利用数值模拟方法研究了不同叶尖小翼安装方式对跨声速压气机转子气动性能的影响,并在分析跨声速压气机转子不同转速时的流动失稳机制的基础上探讨了叶尖小翼的扩稳机理.研究结果表明:最大宽度的压力面小翼在100%,80%及60%设计转速下分别使得跨声速压气机转子失速裕度增加8.1%,17.4%和7.1%.100%及80%设计转速时,转子叶尖区激波/叶尖泄漏涡干涉及泄漏涡破裂后产生的阻塞区是影响跨声速压气机转子内部流动失稳的关键因素.压力面小翼的扩稳机制在于降低了叶尖泄漏流强度,减弱了激波/叶尖泄漏涡干涉的强度,减小了叶尖泄漏涡破裂后产生的阻塞区.60%设计转速时,转子叶片吸力面气动过载导致的大面积的分离流动是诱发该跨声速压气机转子失稳的主要机制,此时压力面小翼的扩稳机制在于降低了转子叶尖来流的等效攻角,减弱了转子吸力面附面层三维分离的程度.      

翼梢小翼对涡轮间隙泄漏流动影响的数值研究

转子叶片叶尖增加翼梢小翼是控制涡轮间隙泄漏流减小泄漏损失的有效手段之一,为研究翼梢小翼位置对高压涡轮间隙泄漏流动的影响,利用数值模拟方法求解雷诺平均纳维-斯托克斯方程获得涡轮通道内的三维流场,并详细分析叶片压力边和吸力边增加翼梢小翼对间隙泄漏流及涡轮气动损失的影响。研究发现:压力边翼梢小翼可以降低间隙泄漏流量,但基本不改变间隙泄漏涡结构,对涡轮效率影响较小;吸力边翼梢小翼虽然对降低间隙泄漏流量作用不明显,但可以有效地抑制泄漏涡的生成和发展并削弱叶片吸力面壁面潜流,降低泄漏流动损失。结果表明:在控制间隙泄漏流动减小泄漏损失方面,吸力边翼梢小翼明显优于压力边翼梢小翼。     

一种伸缩栅格结构变体翼梢小翼研究

翼梢小翼能够抑制翼尖涡的形成,减小诱导阻力,增加航程。目前翼梢小翼的设计目标是改善飞机巡航阶段的升阻特性,而无法在起降、爬升阶段提供最优的减阻效果。本文设计了一种伸缩栅格结构变展长翼梢小翼,通过在飞行过程中控制翼梢小翼高度的变化,改善飞机起降、爬升阶段和巡航阶段的气动性能。利用基于涡格法的AVL软件计算伸缩式翼梢小翼对飞机气动性能的影响,结果表明在起降、爬升阶段(0.3Ma,8°迎角),这种伸缩式翼梢小翼能使升力系数提高0.21%,诱导阻力系数降低0.57%,而翼根弯矩系数仅增加0.06%,因此这种伸缩式翼梢小翼具有改善飞机起降和爬升性能的潜力。     

融合式叶尖小翼对低速压气机转子气动性能的影响

为了进一步揭示融合式叶尖小翼对压气机转子间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对低速压气机转子加装叶尖小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了不同几何宽度及安装方式小翼对转子气动性能的影响。结果显示,叶尖小翼改变了转子中的泄漏涡轨迹,影响着叶片吸力面附面层的分离程度,适当几何宽度的压力面小翼可以在压气机转子效率略有降低的情况下使其失速点流量系数减小8.20%。     

CJ828大型客机“鲨鱼鳍”式翼梢小翼的气动设计

诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分,在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段.针对CJ828干线客机机翼进行翼梢小翼的气动设计及研究,确定翼梢小翼的六个主要参数:展长、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和翼型;综合blended winglet与raked tip形式的小翼特点,从raked tip衍生出一种bladedwingtip式翼梢小翼.通过CFD技术,对设计的小翼进行气动性能计算,计算结果表明,该翼梢小翼能够有效提高CJ828机翼巡航时气动性能,减小巡航飞行时阻力,在巡航状态下升力系数提高1.50％,阻力系数降低6.80％,升阻比提高8.92％.并且,添加小翼可以延长机翼上表面的等压线长度,耗散机翼翼梢涡,降低尾涡强度,减小飞机翼尖效应的影响区域.