格尼襟翼对某运输机翼型的增升试验研究

利用新技术、新措施、新方法进行增升研究是飞行器布局研究的重要课题之一。作者结合某型运输机有改型中需要进行增升的工程应用背景，通过二元翼型的测力、测压及流动显示试验研究，详细研究了格尼襟翼的增升机理和对该运输机翼型的地升效果。研究结果表明，对该运输机，格尼襟翼的最佳高度为当地弦长的2％，升阻比最大可增加13％左右，因此可以满足该运输机改型的需要。同时，格尼襟翼的增升方式具有较好的推广应用价值。     

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。     

加装格尼襟翼的自转旋翼气动特性研究

为了研究格尼襟翼对自转旋翼气动特性的影响,首先建立了翼型加装格尼襟翼的二维气动特性计算模型,分析了NACA0012翼型及该翼型加装1%、2%弦长高度格尼襟翼的气动特性,理论计算结果与试验结果的对比表明了本计算模型的正确性。基于叶素理论建立了自转旋翼动力学模型,采用Pitt-Peters动态入流模型捕捉自转旋翼诱导速度沿桨盘的非均匀分布特性。最后进行了自转旋翼加装不同高度格尼襟翼的气动特性分析,结果表明:翼型加装1%弦长高度的格尼襟翼后,在20 m/s到35 m/s的来流速度下,自转旋翼的阻力平均减小可达26%;加装高度为2%弦长的格尼襟翼后,在20 m/s到35 m/s的来流速度下,自转旋翼的阻力平均减小达17%。自转旋翼的气动效率得到明显提高。     

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。     

格尼襟翼在冰风洞混合翼设计中的应用

提出面向工程、面向适航的混合翼设计准则,基于此准则提出将格尼襟翼应用于民机机翼结冰风洞试验的单段混合翼设计中。设计准则中只对驻点位置和前缘吸力峰值提出保守性要求,易于工程实现,满足结冰适航要求。对于偏离设计点较大的状态,在单段混合翼后缘添加格尼襟翼并配合迎角调整,使得单段混合翼在此状态点处仍满足设计准则。这样使得单段混合翼也能应用于试验状态比较广的结冰风洞试验中。格尼襟翼的使用,降低了混合翼设计、试验费用,为民机结冰试航取证节约了时间。     

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.      

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

利用气动弹性的柔性振翼模型建立及分析(英文)

Making use of modal characteristics of the natural vibration of flexible structure to design the oscillating wing aircraft is proposed. A series of equations concerning the oscillating wing of flexible structures are derived. The kinetic equation for aerodynamic force coupled with elastic movement is set up, and relevant formulae are derived. The unsteady aerodynamic one in that formulae is revised. The design principle, design process and range of application of such oscillating wing analytical method are elaborated. A flexible structural oscillating wing model is set up, and relevant time response analysis and frequency response analysis are conducted. The analytical results indicate that adopting the new-type driving way for the oscillating wing will not have flutter problems and will be able to produce propulsive force. Furthermore, it will consume much less power than the fixed wing for generating the same lift.     

大迎角振动三角翼跨声速粘性绕流数值分析

本文通过数值求解三维可压缩雷诺平均ＮＳ方程,研究发析了振动三角翼的三维复杂非定常流场,其中对流场项计算格式的空间离散在平行物物理面方向与物面法线方向的空间导数分别采用二阶ＮＮＤ格式和由ＮＮＤ格式高阶插值而得到的三阶迎风格式,时间推进为隐式ＬＵ分解方法,并使用了修正的代数ＢＬ湍流模型模拟高雷诺数的湍流流动。     

计算谐振机翼气动力的激波膨胀波级数展开法

本文根据激波-膨胀波理论,忽略了反射波对翼面压强分布的影响,把斜激波之后和通过一族主特征线的压强展成级数,给出了沉浮和俯仰谐振翼型表面压强分布的近似解析解。然后应用片条理论导得三维机翼振动导数的闭式解。文中给出三角形机翼俯仰导数的几个实例,数值结果与现有其它方法的结果有很好的一致性。     

飞机翼盒梁间肋研制标准化应用研究

介绍了在飞机翼盒梁间肋研制过程中采用标准化流程,通过对零件加工周期、工艺方案、机床选择、快速装夹设计、程编参数设计、测量方案以及质量评审等细节的标准化应用,规范了研制中的操作步骤,最终达到了提高数控加工效率和质量的目标。