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。     

三角翼Gurney襟翼增升实验研究

在北航D1风洞中进行了Gurney襟翼对40°三角翼气动特性影响的实验研究,基于根弦长的实验雷诺数Re为250,000。实验采用的Gurney襟翼高度为1%-5%根弦长,侧滑角分别为0°、5°、10°和20°。与不加Gurney襟翼的光滑三角翼相比,Gurney襟翼在中高升力系数条件下可以提高三角翼的升阻比,其中尤其以1%弦长Gurney襟翼最为显著;改变侧滑角将削弱Gurney襟翼的增升作用。     

尖顶襟翼对70°三角翼气动力影响的实验研究

在水洞实验的基础上 ,进一步通过风洞实验研究了尖顶襟翼对 70°三角翼气动特性的影响。实验迎角为 2 0°～ 50°,弯折位置为 30 %c,向下弯折角B为 0°～ 30°。实验结果表明 :尖顶襟翼向下弯折可以推后失速迎角约 5°;在失速迎角后 ,尖顶襟翼对升力系数的提高有明显的效果 ,而对阻力系数的影响不大 ;另外 ,低头的尖顶襟翼可以减弱三角翼的滚转力矩。     

尖顶襟翼／涡襟翼干扰对三角翼背风面流动的影响

本文详细地叙述了实验马赫数为０．８和１．５，攻角直到２５°时，尖顶襟翼／涡襟翼干扰对三角翼背风面流动的影响。用蒸汽屏和纹影技术，显示出涡系干扰的流动图像；测量了尖顶襟翼在不同偏角下，三角翼上表面展向压力分布。数据分析表明：偏角、攻角和马赫数对背风面流动特性有重要的影响。指出涡系干扰仅在负偏角下可增大机翼升阻比。     

基于流动控制技术的低稠度大负荷涡轮设计

针对基于Pack B叶型的低稠度大负荷涡轮叶栅,采用定常数值模拟方法研究了两种流动控制技术——射流襟翼与Gurney襟翼(圆形、方形和圆弧凸起形)对低雷诺数下涡轮叶栅流动分离损失的控制.结果表明,射流襟翼和Gurney襟翼均可使主流流动偏转,增大叶型的气流转折角,影响叶型载荷系数;由于主流流动的偏转,影响并加速相邻叶型吸力面边界层流动,使得主流对于相邻叶片吸力面后缘处的逆压梯度降低,推迟了边界层层流向湍流的转捩,延长加速区,推迟了边界层分离,使得再附点位置提前,减小由逆压梯度引起的叶型吸力面分离区范围;H=1%的圆形Gurney襟翼和H=0.8%的方形Gurney襟翼均能在保证提高同等水平Zweifel载荷系数值的同时,将能量损失系数降到与设计栅距时相当的水平.     

飞翼布局飞行器可伸缩腹部襟翼气动分析

研究可伸缩腹部襟翼对飞翼布局飞行器的增升作用,可以分析其对飞行器气动力的影响规律。本文以某飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值模拟方法针对可伸缩腹部襟翼伸展时的缝隙分布进行选型;在此基础上,分析腹部襟翼不同收起状态的全机气动力特性。结果表明：可伸缩腹部襟翼完全伸展时,山字形舵片之间的缝隙能够有效减轻其后方的气流分离,增强增升效果,并且当缝隙宽度和山字形舵片宽度一致时,增升效果最好;在可伸缩腹部襟翼收起过程中,俯仰力矩系数随腹部襟翼高度改变呈现准线性变化,并且可伸缩腹部襟翼的增升效果好于相同高度的无缝隙腹部     

基于Gurney襟翼的低压涡轮叶栅流动控制实验

研究了在PAK-B低压涡轮叶片压力面尾缘加装不同Gurney襟翼在不同流动状态下对流动的控制影响.结果表明,Gurney襟翼能够有效减小PAK-B叶型失速流动状态下的损失.在进口Re=23 000,Ma=0.021,FSTI=1%状态下,加装高度为1%弦长的圆形襟翼后总压损失系数减小29%左右,气流转折角增大3.12%左右,同时影响使主流流量减少5%左右;该襟翼使吸力面边界层分离及重附的位置延后,使尾迹区减小,从而减少流动损失.     

涡襟翼及其与前端襟翼组合的气动特性

应用测压、测力、七孔管测速和激光流态显示等方法对三种(等弦长、分段、台阶)型式涡襟冀进行了实验研究,并和基本翼(74°后掠三角翼)作比较。发现单纯改变涡襟翼的形式和参数能提高减阻效果,但不能改变小迎角下升力过小的现象。为此将机翼前端作成襟翼形式(前端襟翼)并配置后缘襟翼,研究了两种前端襟翼对涡襟翼的干扰,实验表明适当控制前端襟翼使分离涡不破裂,可使该布局同时具有减小阻力和增加升力的效果。     

前端襟翼对带涡襟翼的细长翼影响的实验研究

 为改善带涡襟翼的细长翼的升阻特性,在其上附加了前端襟翼和后缘襟翼。通过前端涡(前端襟翼上产生)和前缘涡(涡襟翼上产生)相互作用对气动特性影响的研究,得到能够改善升阻特性的方法。结果表明,涡的相互作用对涡的产生和发展有很大影响,因而影响细长翼气动特性。附加前端襟翼和后缘襟翼是必要的。由此得到既能增升又能减阻的前端襟翼偏转角。     

襟翼和缝翼装置的2-D增升气动力学效果

文章介绍在三元翼型系统上进行的广泛的参数化研究工作，这些工作研究与襟翼和缝翼设置相关的2-D增升流动的作用。求解雷诺数平均的N—S方程使用的数值方法是隐式的有限体积法，在修补的多区域的网格上，使用二级计算精度。同时使用了Spalart—Allmaras单方程紊流模型。研究中涉及到包括缝翼和襟翼的偏转、缝隙和伸出量在内的6项设计参数，缝翼和襟翼的设置是以实际中的起飞状态设置为中心点。获得的关于预失速攻角的数据与实验数据吻合得很好。计算表明Cl和Cl／Cd两个参数对于每一设计参数都具有最优值。所观测的高升力流动中的趋势与参考文献中记录的实验和计算都一致。与伸出量相比，发现Cl和Cl／Cd对偏转和缝隙更敏感。     

二次流喷口形状对激波矢量控制喷管推力矢量特性影响

基于CFD数值模拟技术,考虑变比热比及温度对黏度的影响,针对二次流喷口主要几何参数（二次喷射角度及喷口无量纲展向长度）在不同喷管落压比、二次流压比工况下对激波矢量控制喷管三维流动特性及推力矢量特性进行分析.研究表明:喷射角度增加,二次流喷射前主分离线前移,激波角度增加,在较小的二次流压比下随着喷射角度增加,推力矢量角增大,二次流压比为1.0和1.2时,存在最佳的喷射角度使得推力矢量角最大;喷口无量纲展向长度小于1.0时,喷口前分离涡演变为马蹄涡,并在喷口下游诱导尾涡,二次流压比大于0.6时随喷口无量纲展向长度增大,推力矢量角度增加.      

大型客机后缘铰链襟翼巡航变弯度气动性能数值研究

更高、更快、减阻是飞机设计三大永恒的追求。传统的固定翼飞机在进行优化设计时需兼顾各种飞行条件,寻求一个折中的最优解,而变弯度机翼的概念能有效解决这个问题,符合上述飞机设计的三大追求。着重研究大型宽体客机后缘襟翼刚性变弯度对巡航气动效率及跨声速抖振边界的影响。首先基于下垂式铰链襟翼机构,编制了机构引导下带扰流板联合偏转的后缘襟翼运动仿真程序,以自动生成不同襟翼偏角的巡航构型。在此基础上对巡航构型进行非稳态气动计算,获得跨声速区机翼抖振边界。以该抖振边界作为约束条件,以襟翼偏角、迎角为双变量,获得Cl-K关系图,得到最优升阻比曲线。本文中襟翼偏角变化为0°~±3°,间隔1°;迎角范围为-2°~5°,间隔1°。计算结果表明,变弯度构型较不变弯度构型升阻比有所提高,抖振边界约提高10%;变弯度构型可提高不同设计点的气动效率,实现减阻省油;跨声速区机翼抖振边界的提高扩大了飞行包线,使得飞机能飞得更高、更快。     

缝式机匣处理及其轴向偏转角对跨声速轴流压气机稳定性的改善

以NASA Rotor 67为研究对象,采用非定常数值模拟方法,开展缝式机匣处理及其轴向偏转角对跨声速轴流压气机稳定性改善的研究,并且揭示缝轴向偏转角的变化对其扩稳能力和扩稳机理的影响。结果表明,不同轴向偏转角的缝均提高了压气机的稳定裕度,但是均降低了压气机的峰值效率。反叶片角向缝获得的稳定裕度改进量和峰值效率改进量分别约为24.22%和-1.19%。随着缝的轴向偏转角由负向正变化,缝的扩稳能力逐渐减弱,缝带来的峰值效率损失亦逐渐减少。流场分析表明,实壁机匣时,压气机的失速类型为叶顶堵塞形式的突尖型失速。通过感受叶片通道和叶顶吸/压力面的压差,反叶片角向缝对泄漏流进行抽吸和射流作用,一方面消除了泄漏流及其泄漏涡扩散带来的负面影响,另一方面激励了泄漏流,提高了泄漏流的速度,降低了泄漏流的总压损失,增强了叶片的做功能力。随着缝的轴向偏转角由负向正变化,由于缝能够利用的叶顶载荷从两个减成一个,缝的抽吸和射流作用均减弱,泄漏流的速度降低,泄漏流的总压损失提高,叶片的做功能力减弱,这就导致缝的扩稳能力减弱。     

基于大弯角扩压静子叶栅的组合流动控制方法研究

为更好地控制叶中尾缘分离及角区分离,优化叶片吸力面流动分离结构,本文提出了全叶高槽道加全弦长端壁抽吸的组合流动控制方案。此外,本文还设置了全叶高开槽方案与端壁抽吸方案,以探究全叶高槽道射流与端壁附面层抽吸的相互作用机理。以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,本文对三种流动控制方案进行了详细的性能分析及对比。结果表明：组合控制方案对于原型叶栅叶中尾缘分离及角区分离的综合控制效果最佳,能够在全攻角范围内分别将原型叶栅的总压损失、气流转折角及静压升系数平均增大-38.4%、3.1°及16.2%。相比于全叶高开槽方案,组合控制方案的端壁抽吸槽有效抑制了全叶高槽道出口前端壁二次流的发展,进一步削弱了角区分离。相比于端壁抽吸方案,组合控制方案的全叶高槽道则有效消除了尾缘分离,避免了叶中流场的恶化。总体看来,组合控制方案有利于最大程度地拓宽叶片的可用攻角范围,提高其扩压能力。     

Numerical investigation of co-flow jet airfoil with parabolic flap

Both the Active Flow Control (AFC) and the variable-camber technology are considered as efficient ways to enhance the aerodynamic performance of an aircraft. The present study investigated the feasibility of the combination of a Co-Flow Jet (CFJ) airfoil and a parabolic flap, where the Reynolds Average Navier-Stokes (RANS) equations and the Spalart-Allmaras (S-A) turbulence model were exploited for the numerical simulation. Several significant geometric parameters, including the injection slot location, the suction slot location, the injection slot angle, the suction slot angle and the airfoil Suction Surface Translation (SST), were selected to study their effects on the aerodynamics of the proposed configuration. Then, an optimized design was created and compared with the baseline airfoil. The results show that the CFJ airfoil combined with the parabolic flap is more beneficial to the aerodynamic performance enhancement at small angles of attack. It is preferable to locate the injection slot at a 2% chord-wise location and the suction slot at a 75% chord-wise location. Both the decrease of the injection slot angle and the augmentation of the suction slot angle could reduce the drag. Furthermore, the SST of 0.5% chord is selected due to its high gain in the corrected aerodynamic efficiency at small angles of attack. Compared with the baseline, the optimized design could increase the lift coefficient and the corrected lift-to-drag ratio by 32.1% and 93.8% respectively at the angle of attack α = 4°.     

富勒襟翼外形的参数化建模及优化

富勒襟翼能够产生比普通单缝襟翼更大的升力增量,而且比双缝和多缝襟翼结构简单、活动部件少,更有利与气动优化,在现代民用飞机上有着越来越多的应用。本文使用二次曲线分段构造富勒襟翼的几何外形,使用SST-k-ω湍流模型对气动网格模型进行数值模拟,以此为基础优化襟翼的几何外形来提高襟翼的升力增量,并对襟翼外形优化前后的计算结果进行了分析。研究结果表明,通过优化富勒襟翼外形,可以提高襟翼头部的吸力峰值,进而提高对主翼环量诱导作用,使得两段翼型的升力系数增加。基于CFD流场显示,可以发现由于襟翼缝道流动对襟翼气流的分离起到抑制作用,因此随着两段翼型迎角的适当增加,反而可以改善襟翼上方气流的分离情况。     

加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

Aerodynamic optimization and mechanism design of flexible variable camber trailing-edge flap

Trailing-edge flap is traditionally used to improve the takeoff and landing aerodynamic performance of aircraft.In order to improve flight efficiency during takeoff,cruise and landing states,the flexible variable camber trailing-edge flap is introduced,capable of changing its shape smoothly from 50% flap chord to the rear of the flap.Using a numerical simulation method for the case of the GA(W)-2 airfoil,the multi-objective optimization of the overlap,gap,deflection angle,and bending angle of the flap under takeoff and landing configurations is studied.The optimization results show that under takeoff configuration,the variable camber trailing-edge flap can increase lift coefficient by about 8% and lift-to-drag ratio by about 7% compared with the traditional flap at a takeoff angle of 8°.Under landing configuration,the flap can improve the lift coefficient at a stall angle of attack about 1.3%.Under cruise state,the flap helps to improve the lift-todrag ratio over a wide range of lift coefficients,and the maximum increment is about 30%.Finally,a corrugated structure–eccentric beam combination bending mechanism is introduced in this paper to bend the flap by rotating the eccentric beam.     

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。     

涡轮导向器缘板安装缝隙泄漏特性数值模拟

针对某航空发动机涡轮导向器,采用数值模拟的方法研究了缘板安装缝隙泄漏流对叶栅通道流场结构及叶栅性能参数的影响,对比分析了不同泄漏流压力、缝隙宽度及缝隙相对位置条件下的泄漏量,及其对叶栅性能参数的影响规律.研究发现:在压差作用下冷气通过缘板安装缝隙进入燃气主流通道并在中段的位置形成螺旋涡系,对端壁二次流产生明显影响,其作用效果沿叶高方向逐渐降低,最大影响区域为44.44%叶高.计算结果表明:随着泄漏流压力的提高、缝隙宽度的增加、缝隙与发动机主轴方向夹角的变大,叶栅的能量损失系数和泄漏量都呈现出了单调增加的趋势.在研究的参数范围内,涡轮缘板安装缝隙导致的泄漏流可使叶栅的能量损失系数增加14%~62%.