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。     

等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究

在NACA23018两段翼型上安装等离子体激励器,通过风洞测力和丝线流态试验,研究了等离子体对翼型最大升力和失速迎角的影响。研究表明,等离子体激励可以显著地增加NACA23018两段翼型的最大升力系数和失速迎角,来流风速20m/s时,最大升力系数增加52%,失速迎角增加12.4°。等离子体激励和前缘缝翼的作用类似,并且可以和后缘增升装置配合使用,在运输类飞机设计中有潜在的应用前景。     

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。     

扇翼飞行器翼型附面层控制数值模拟

基于扇翼飞行器翼型特殊的几何形状及流场特性,在原有翼型的弧形槽下方和后缘加装控制阀门,通过调节阀门开启及开启尺寸的大小,利用弧形槽低压涡所产生的吸力对翼型后缘的附面层进行一定的控制,达到增升减阻的效果。通过采用计算流体力学的方法对其机理及阀门开启尺寸的影响进行了详细计算和分析,研究表明当阀门开启的尺寸为10 mm时,修改翼型的最大升力系数、失速迎角及相同迎角下的升力系数和推力系数均大于基本翼型;随着阀门开启尺寸的增大,修改翼型的最大升力系数和失速迎角均减小,但是在失速前,修改翼型在相同迎角下的升力系数大于基本翼型。此方法可以改变先前通过增大横流风扇的转速来提高其气动性能的做法,减小了能量的消耗,增大了整个飞行器的航程,为扇翼飞行器能够早日投入实际运用奠定了一定的理论基础。     

N-S方程的非定常绕流计算——有迎角Joukowsky翼型的粘性绕流

本文利用N-S方程计算了绕Joukowsky翼型的粘性流动,迎角为0°和42°,对称翼型的厚度为25.8％,无量纲时间间隔为t=0到t=10。计算结果包括:流函数分布,翼面压力分布和升力系数以及阻力系数。     

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。     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量，同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明，襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响，该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3．360，它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究

针对所设计的自然层流翼型,在高速风洞中开展了自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究。试验运用了测压和红外成像等技术手段,在马赫数Ma=0.74和雷诺数Re=1.5×10~7条件下获得了压力分布、升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和红外图像。试验结果表明,在试验条件下,该翼型上表面能够保持良好的顺压梯度;该翼型具有良好的纵向气动特性;在迎角α=0°时,上、下翼面流动均能保持约60%的层流面积区。     

低雷诺数下小型无人机翼型气动特性分析

以小型无人机翼型研究为背景,利用基于线性稳定性理论的eN方法对对小型无人机常用的翼型CLARKY在雷诺数Re=1.0×10~5、5×10~5、1.0×10~6,迎角由-5°~20°时的气动性能进行了计算和对比分析。随着雷诺数的增大,翼型上表面的转捩位置不断向前缘移动,气流分离则由完全分离逐渐转变为层流分离泡结构,使得翼型的最大升力系数和临界迎角增大,阻力减小,最大升阻比显著增大,有利迎角逐渐减小,翼型CLARKY的气动特性逐渐得到改善。     

Mini-TED改变翼型跨声速性能的数值分析

用数值方法对比分析了NACA0012翼型在微小后缘装置(Mini-TED)打开前后跨声速气动性能的变化,并对其增升机理进行了初步分析。数值结果表明,Mini-TED可以将翼型上表面激波位置大幅度后移,大大提高翼型的升力。在小迎角条件下,Mini-TED后面存在一个由3个旋涡构成的稳定流动结构,正是这个旋涡结构改变了后缘库塔条件,导致上翼面激波位置的变化,进而大幅度提高了升力。当迎角增加后,后缘旋涡结构中的一个旋涡逐渐上移并与激波诱导的分离区合并,从而加速了翼型上表面分离。由于Mini-TED使得迎风面积增加,因而导致升力和阻力同时大幅上升,但总体上看仍然能够大幅度提高升阻比,证明Mini-TED后缘设计是一种极有潜力的新型高升力装置。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

一种翼身融合飞行器的失速特性研究

翼身融合（BWB）布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一，越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性，而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究，采用测力试验方法对其无增升装置的构型，以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究，特别是对其失速特性的分析，并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明，无增升装置的基本构型下，翼身融合飞行器可以保持低速飞行，而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明，随着迎角的增大，飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展，当外翼段完全处于分离区域时，飞机并不会马上失速，因为中心体同样具有提供升力的作用，且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚，所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿，维持其低速飞行状态，真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。     

表面凹凸充气机翼的气动特性研究

充气机翼在变体飞机和飞艇中具有潜在的应用前景。充气机翼的结构特征与传统硬质机翼显著不同,其外形与传统机翼相比最大的差异在于表面的片条状鼓包,这种外形带来的气动特性、气弹行为等越来越受到人们的关注。以NACA0015翼型为原形,设计制作充气机翼模型,并利用CFX对传统光滑的NACA0015翼型和凹凸表面的0015F2翼型进行定常和非定常气动行为分析。结果表明:充气机翼的凹凸表面外形增加翼型的失速攻角,但其升力线斜率及升阻比都较光滑翼型要小;0015F2翼型的速度梯度过度区大于NACA0015翼型;0015F2翼型在每一个凹槽区生成驻涡,驻涡的存在使得充气机翼的附面层呈现紊流附面层的特性,驻涡的外移改变了机翼后缘的尾涡形成,推迟了分离,使得失速攻角增大。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

涡襟翼在不同雷诺数下的控制分离特性研究

受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发,涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性,其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域,且涡心位置的涡量得到大幅提升,使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面,而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开;但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况,由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性,而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。     

翼型失速的非线性动力学特性及其控制

以NACA0012翼型为研究对象,应用CBS( Characteristic-Based Split)有限元方法对翼型绕流流场进行数值模拟,着重对翼型失速现象的动力学机理和特征进行研究.首先给出了静止翼型在不同迎角下流场的瞬时流线图以及静态翼型的迎角-升力系数关系曲线,并且分析出此曲线具有滞后、突跳等典型的非线性动力学...