前缘下垂结合内吹式襟翼失速特性研究

内吹式襟翼具有高效的增升能力,但失速迎角在较高的吹气动量系数下下降明显,为改善其失速特性,研究内吹式襟翼加装前缘下垂后的失速特性。对前缘下垂结合无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究吹气动量系数对失速特性的影响规律,前缘刚性偏转、弯度变化和厚度变化对失速特性的改善作用,以及改变襟翼偏角研究前缘下垂...     

内吹式襟翼环量控制翼型升力响应特性

传统尖尾缘翼型通过控制迎角,综合利用襟翼、缝翼来改变升力,升力对迎角变化的时间响应历程可以用Wagner函数来描述,而内吹式襟翼（IBF）主要通过控制分离来拓展最大升力,并在一定范围内通过调节射流强度改变驻点位置和环量来对升力进行有效控制,其升力随吹气动量变化的时间响应尺度是否与传统尖尾缘翼型相同还不是很清楚。本文主要研究内吹式襟翼升力响应过程,并将其与传统尖后缘翼型升力响应特性进行对比。首先通过某襟翼偏角为30°的双圆弧环量控制翼型对数值方法进行验证,再对某最大厚度为18%弦长的亚声速翼型内吹式襟翼定常吹气控制下的流场进行非定常数值模拟,并分析了其中的瞬态特征。结果表明内吹式襟翼环量控制翼型对激励响应的时间依赖特征与Wagner函数有很好的相互关系,并可以用该函数来描述。     

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.      

等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验

针对流动分离导致飞机增升装置气动性能下降的问题,进行了脉冲等离子体气动激励抑制增升装置流动分离的试验。研究了等离子体气动激励的频率、占空比及激励位置等参数对流动控制效果的影响。研究结果表明：等离子体气动激励通过加速近壁面附面层,增强附面层内的能量掺混,可有效抑制主翼和襟翼表面的流动分离,改善增升装置气动性能。在主翼前缘施加激励,可有效控制主翼表面大迎角下的失速分离,最大升力系数增大18.1%、临界失速攻角提高4°;在襟翼前缘施加激励,可有效抑制襟翼表面的流动分离,显著减小阻力,在4°迎角下,将试验模型阻力系数减小了28.7%,升力系数提高了7.1%。占空比对控制效果有较大影响,当占空比为10%～30%时,激励的非定常性更强,控制效果最好;占空比为50%的控制效果次之,占空比为100%时的控制效果最差。来流速度越高,逆压梯度越大,流动分离更难被抑制,控制效果也变差。该研究为在增升装置上应用等离子体流动控制技术提供了理论和方法的基础。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟

飞机在增升装置打开的情况下,襟翼后缘流动分离严重,阻碍升力系数的增加,可以采取主动流动控制的方法控制分离,提高升力系数。本文利用FLUENT 6.3.26软件,针对某多段翼,在襟翼上翼面设置吹吸气孔,分别进行吹、吸气控制,通过改变流量和孔的位置,进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明:应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数,且能延迟边界层的分离;不同的吹吸气孔流量、位置,对多段翼升力增量有不同程度的影响。     

二维襟翼吹气控制的数值模拟

合理设计机翼翼型、前缘缝翼和后缘襟翼是飞机增升设计的重要手段,本文主要研究二雏襟翼吹气对翼型升力的影响。吹气襟翼的工作原理是,当襟翼偏转角较大时,由于翼面上表面的气流分离,此时达不到附着流所预计的升力值,可以在襟翼上表面进行吹气控制,吹除后缘的涡流而增大升力,得到预计的升力曲线。本文以NACA23018翼型为基础研究对象,采用非结构网格,在襟翼向下偏转角度45度的情况下,进行襟翼上表面的吹气效应数值模拟与流动控制机理的研究,结果表明此情况下襟翼上表面的吹气控制达到了增加升力和抑制分离的目的。     

脉冲吹气对无缝襟翼翼型气动性能的影响

只有采用足够小的能量输入,获取更大的空气动力收益后,主动流动控制才有可能在真实飞机上获得更广泛的应用。脉冲吹气比定常吹气所需能量更少,控制效果更好,在改善翼型气动性能上得到广泛的研究。数值模拟了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对无缝襟翼翼型升阻特性的影响规律,研究表明,脉冲频率接近于涡脱落频率时增升效果最好,当脉冲频率小于涡脱落频率时,阻力增加,当脉冲频率为涡脱落频率2倍时,阻力减小最多;动量系数较小时,占空比越小,冲击效应越强,增升效果越好;动量系数小于临界动量系数时,脉冲吹气增升效果优于定常吹气,当动量系数大于临界动量系数时,脉冲吹气控制效果低于定常吹气。研究脉冲吹气参数对翼型性能的影响规律,对采用周期性激励增升减阻、舵面增效的飞行器设计具有一定参考意义。