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Gur-ney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NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

基于涡流发生器和Gurney襟翼的翼型绕流流动控制试验研究

为了研究翼型扰流流动控制,设计了一种三角形涡流发生器(VG)和两种Gurney襟翼,通过Gurney襟翼与VG 组合布局的方式进行风洞试验,对比了干净翼、干净翼加Gurney襟翼、干净翼加VG及干净翼加Gurney襟翼和VG这4种状态下的试验结果.试验结果表明:安装Gurney襟翼对翼型线性段升力在同一迎角下有明显提高...     

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。     

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％。     

Gurney襟翼对某水陆两栖飞机纵向气动特性的影响

为了掌握Gurney襟翼对飞机的影响机理及增升规律,改善某大型水陆两栖飞机的起降特性,利用数值计算方法分析研究了Gurney襟翼对单缝襟翼流场及气动特性的影响,研究了不同高度和偏度的Gurney襟翼对某大型水陆两栖飞机全机气动特性的影响。研究结果表明,采用Gurney襟翼明显提高了该型水陆两栖飞机的升力系数和抗浪性。     

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。     

增升减阻流动控制技术的数值模拟研究

针对微型涡流发生器、实体鼓包这两种被动流动控制技术和零净质量射流这种主动流动控制技术进行了数值模拟。研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼增升减阻的影响规律,高度合适的微型涡流发生器对机翼上表面的流动分离控制起着有利作用;微型涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。研究了实体鼓包的高度对超临界翼型减少激波阻力和增加升阻比的影响规律,在激波的波脚位置有效地使用实体鼓包,可以减小激波阻力;在中高升力系数情况下,使用实体鼓包可提高升阻比。还研究了零净质量射流的速度幅值和射流频率对翼型增加升力的影响规律,随着射流速度幅值的增加,翼型的平均升力系数和阻力系数都要增加;射流频率对升力的影响呈非线性。     

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。     

一种新型风机翼型设计思路的探索研究

提出了一种新型风机叶片的翼型设计思想。通过在翼型上表面后缘附近设计一个凹坑,形成了一种稳定的驻涡流动,利用该驻涡的影响,与传统的Gurney襟翼联合作用下,提高翼型的气动性能。通过将该方法在瑞士FFA-W3-301风机翼型上的初步运用,数值模拟结果表明:所提出的新型翼型设计思路,不但可以在相同迎角下提高翼型的升力系数,而且可以将原来翼型的失速迎角从12°提高到18°,极大地扩大了翼型的迎角工作范围。是一种具有一定探索潜力的新思想。     

Gurney襟翼增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了系统地研究Gurney襟翼增升效应,本文采用数值模拟方法与结构网格求解不可压缩的Navier-Stokes方程对NACA0012翼型和机翼进行了研究。通过改变Gurney襟翼的高度、弦向位置来研究其对翼型气动特性的影响,并将结果应用于矩形机翼,计算结果表明:在一定范围内,Gurney襟翼越高、越靠近后缘则增升效果越好,在三维机翼上也具有相似的效果。     

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。     

飞机着陆过程中提高气动性能的一种新方法

为了提高飞机在着陆过程中的气动性能,提出了一种新方法:将翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,通过活动部分在上翼面形成一个台阶产生稳定的驻涡,再联合Gurney襟翼,达到同时提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上对上述方法进行了验证。结果表明,翼型最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到2.160 687,最大升力系数所对应的迎角可以从原始翼型的17°提高到20°。可见,所提出的新方法对提高飞机的着陆性能是有效的。     

小展弦比机翼加装格尼襟翼的低雷诺数试验

通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性,机翼展弦比为1.67,格尼襟翼为1%~4%弦长高度,试验雷诺数分别为2.0×105和5.0×105.天平测力和表面测压的试验结果表明:低雷诺数下小展弦比机翼加装一定高度的格尼襟翼后,升力系数明显提高,加装1%弦长高度的格尼襟翼还能够提高机翼的升阻比.这是因为在试验雷诺数下,合适高度的襟翼在提高了机翼升力的同时并未显著增大机翼阻力.对比不同试验雷诺数下格尼襟翼的作用效果,表明格尼襟翼能够减少低雷诺数气流分离的不利影响,并且在较小的雷诺数下这种作用更加显著.关于格尼襟翼对低雷诺数层流分离现象的影响,还需要通过细致的流场显示技术进行研究.      

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。     

Gurney flap—Lift enhancement,mechanisms and applications

Since its invention by a race car driver Dan Gurney in 1960s, the Gurney flap has been used to enhance the aerodynamics performance of subsonic and supercritical airfoils, high-lift devices and delta wings. In order to take stock of recent research and development of Gurney flap, we have carried out a review of the characteristics and mechanisms of lift enhancement by the Gurney flap and its applications. Optimum design of the Gurney flap is also summarized in this paper. For the Gurney flap to be effective, it should be mounted at the trailing edge perpendicular to the chord line of airfoil or wing. The flap height must be of the order of local boundary layer thickness. For subsonic airfoils, an additional Gurney flap increases the pressure on the upstream surface of the Gurney flap, which increases the total pressure of the lower surface. At the same time, a long wake downstream of the flap containing a pair of counter-rotating vortices can delay or eliminate the flow separation near the trailing edge on the upper surface. Correspondingly, the total suction on the airfoil is increased. For supercritical airfoils, the lift enhancement of the Gurney flap mainly comes from its ability to shift the shock on the upper surface in the downstream. Applications of the Gurney flap to modern aircraft design are also discussed in this review.     

平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究

 在Re 为211@10⁶ 情况下进行的NACA0012 翼型Gurney 襟翼增升效应风洞实验研究表明, Gurney襟翼可使升力有很大提高, 0.5%平均气动弦长襟翼在C_L> 11 0 后即可提供较高的升阻比, 当C_L = 11 35 时,2%平均气动弦长襟翼获得了35%的最大升阻比增量; 翼型表面压力分布结果显示, Gur ney 襟翼增加了上翼面的吸力, 同时下翼面压力增强, 因而升力提高; 尾流速度型显示Gur ney 襟翼导致流经上翼面的流体在其后有明显下偏转, 这表明翼型有效弯度增大了; 襟翼上开出锯齿会同时导致升力和阻力下降, 但升阻比是否会提高则应视其是否更接近最佳高度的有效迎风面积。Gur ney 襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况( 如起飞、降落等), 在中小升力系数情况下不宜使用。     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

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。     

基于Isight的倾转旋翼飞行器前飞状态翼型优化

倾转旋翼飞行器被认为是下一代旋翼类飞行器的主要发展方向,研究其机翼的气动优化设计,对于提高该类飞行器的飞行性能具有重要意义。以NACA2412为原始翼型,首先,采用Hicks-Henne方法进行翼型参数化,并确定设计变量;其次,采用Isight集成翼型生成、网格划分、流场求解等软件,建立翼型自动优化平台;然后,采用基于最优拉丁超立方设计(Opt LHD)和径向基函数(RBF)的代理模型,并用多岛遗传算法(MIGA)进行机翼优化;最后,将优化后的翼型生成三维机翼,进行气动特性计算。优化过程中,对比两种边界条件的优化结果,以证明所用优化方法的有效性;为了减少计算量,使用动量源方法用作用盘代替旋翼。结果表明:根据机翼展向来流速度分布进行翼型优化,在前飞状态下优化后的机翼的升阻比提高了66.03%。