Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究

采用CFD数值方法,研究了NACA0012翼型、加装传统Gurney襟翼及改进不对称Gurney襟翼后翼型的动态失速特性。给出了传统襟翼对翼型动态失速特性的影响,并带来较大动态低头力矩的不足,基于传统襟翼的不足,提出了改进的不对称Gurney襟翼方案。研究表明,不对称Gurney襟翼可较好改善翼型的动态失速特性,在增加动态升力的同时,俯仰低头力矩明显减小,可能是直升机旋翼的较理想翼型。     

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。     

Gurney Flap绕流气动特性研究

采用C-H型多块结构网格和SST k-ω湍流模型求解二维定常雷诺平均NS方程,对NACA4412单段翼型后缘附近和NACA63(2)-215B多段翼型襟翼后缘附近的Gurney Flap绕流进行了数值模拟。讨论了局部网格对计算结果的影响,重点研究了Gurney Flap位置和高度对气动特性的影响。计算结果表明:对于NACA4412单段翼型,Gurney Flap位置对气动性能的影响较小,但随着高度的增加,零升攻角和失速攻角减小,最大升力系数增大,同时阻力系数和力矩系数增加;对于NACA63(2)-215B多段翼型,Gurney Flap对气动性能的影响类似于NACA4412单段翼型情形。     

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襟翼对某型客机流动控制数值模拟

为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。     

翼型舵面偏转非定常流动数值模拟

针对NACA0012翼型舵面偏转问题,数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术,采用ALE有限体积描述下的二维可压缩非定常N-S方程,计算通量采用Vanleer格式、时空二阶格式,利用Venkatakrishnan限制器抑制数值振荡。非定常计算结果表明,NACA0012翼型绕1/4弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性;在翼型舵面表面有分离区产生,升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环,在亚声速情况下,滞回环幅值较小,进入超声速阶段以后,幅值增大,随着翼型间缝隙宽度逐渐增加,翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。     

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。     

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。     

尾缘合成射流影响翼型非定常气动特性的数值研究

为了实现飞行器新型动态特性控制,提出了一种基于尾缘的低频大功率合成射流致动器的设计方案。通过数值方法对该尾缘合成射流工作下的NACA0012翼型的非定常流场进行了模拟。研究了不同开口形式,喷流动量系数和减缩频率对翼型的升力、阻力和力矩特性的影响。研究表明尾缘处低频大功率合成射流激励能有效改变翼型的升力和力矩特性,动量系数的增加会增大升力和力矩系数的最大值,而减缩频率的增加会使升力和力矩系数的最大值减小,且翼型气动特性系数的滞后角也会随减缩频率的增加而增大。     

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.     

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。     

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...     

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。     

Mini-TED跨声速气动特性及其增升机理

通过求解二维可压Navier-Stokes方程,研究了NACA0012翼型加装微型后缘增升装置（mini-TED）后的跨声速流场特性,与Gurney flap （GF）对比分析了几何参数对mini-TED后方涡系及翼型气动特性的影响.将mini-TED的几何细节参数定义为弦向长度和有效高度,两者方向正交.在相同迎角下仅改变mini-TED的弦向长度,后缘涡系结构虽发生变化,但翼型气动力几乎没有影响;反之仅改变有效高度则后缘涡系和翼型气动力系数同时发生明显改变,且与同等高度下的GF气动系数相近.结果表明：有效高度是影响翼型气动特性的决定因素.有效高度改变了mini-TED后涡系的发生范围,而相对于整个翼型绕流,后缘涡系的大小是影响翼型流场最重要的因素,而涡系的微观结构和形态的改变影响相对很小.加装mini-TED后上表面激波位置后移、下表面激波强度削弱,从而翼型表面压力分布特性发生了改变.随有效高度增大,mini-TED诱导的涡系发生区域随之增大,引流作用增强,翼型升力系数、阻力系数和低头力矩系数提高,同时相同迎角下翼型的升阻比明显提高.     

基于联合射流的翼型动态失速流动控制研究

动态失速控制对于提高翼型气动特性具有重要意义。采用联合射流方法对翼型俯仰动态失速控制进行数值模拟,完成两方面的研究:一是射流关闭时射流通道对动态失速特性的影响,二是射流开启时不同射流动量系数对动态失速控制的影响和分析。结果表明:射流关闭时,射流通道的存在对翼型上仰过程中附着流阶段的气动特性产生不利影响,使得升力系数明显下降,但是对翼型下俯过程中失速分离流阶段的气动特性影响不明显;射流开启后,动态失速特性得到极大改善,迟滞环面积显著减小,升力增加,阻力减小,且阻力和力矩的峰值显著减小,原基准翼型力矩曲线的负阻尼区域消失。