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。     

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.     

小型无人涵道飞行器飞行动力学特性

为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.     

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.     

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.      

共轴双旋翼自转气动特性

为了研究共轴双旋翼自转状态下的气动特性,开展了共轴双旋翼自转气动特性理论和试验研究.采用叶素理论计算旋翼力及力矩特性,引入气动干扰模型及动态入流捕捉旋翼流场的变化,对共轴双旋翼自转状态下的气动特性进行了理论分析和计算.风洞吹风试验与理论模型计算对比分析表明:旋翼转速较大时的误差小于5%,验证了理论模型的有效性.获得了上/下旋翼转速及升力随着总距角、后倒角、上/下旋翼间距及风速的变化关系.对比分析了上/下旋翼的相互气动干扰强度,获得了有效的共轴双旋翼自转时旋翼拉力分配的计算方法.      

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。     

后缘弧形襟翼的气动特性研究

针对格尼襟翼低头力矩较大的问题,提出了后缘弧形襟翼概念作为格尼襟翼的改进构型,该构型通过襟翼背风面形成的局部高压区域来提供附加抬头力矩。基于CFD数值计算模型分析了弧形襟翼的气动力特性和襟翼附近的流场特征。计算结果表明:弧形襟翼的低头力矩明显低于相同高度的格尼襟翼;相比格尼襟翼,升力系数和阻力系数虽略有减小,但升阻比增大;尖部向流场中延伸能够进一步降低襟翼的低头力矩。相比格尼襟翼,弧形襟翼更有利于在飞行器设计中实际应用。     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性

临近空间飞行器和火星探测飞行器首要面临低雷诺数、跨声速的特殊气动问题,针对此特殊环境下低雷诺数翼型的格尼襟翼增升方案,基于CFD方法开展了数值计算研究。对不同雷诺数、马赫数条件下,后缘加装不同高度格尼襟翼的Eppler387翼型的气动特性进行了对比分析,结果表明格尼襟翼增大了翼型的前缘吸力和后缘压差,从而显著增大了翼型环量和升力。在较高的马赫数下,格尼襟翼使翼型上表面低压区的范围扩大,对激波位置略有推迟。合适高度的格尼襟翼提高了翼型的最大升阻比,在中高升力系数下能够明显增大翼型的升阻比。研究结果能够为临近空间飞行器和火星探测飞行器的设计及改进提供技术支持。