操纵面加装Gurney襟翼对无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验研究了矩形Gurney襟翼对多操纵面飞翼布局无人机纵向气动特性的影响.升降副翼和襟副翼加装Gurney襟翼都会增加全机升力系数以及低头力矩系数.通过比较发现,升降副翼加装Gurney襟翼的增升效果好于襟副翼,外侧操纵面控制效果好于内侧.升降副翼和襟副翼分别组合加装Gurney襟翼会进一步提高增升效果,并且升力系数随着Gurney襟翼高度的增加而增加.鸭翼上加装Gurney襟翼可以减小全机低头力矩系数,因此鸭翼和升降副翼、襟副翼组合加装Gurney襟翼在线性段提高全机升力系数的同时,可以保持低头力矩系数增量基本为0,该特性对改善飞行器性能尤为有利.     

降落伞开伞高度对开伞动载影响分析

分析了救生－１０型伞开伞动载随开伞高度增加而明显增大的原因。研究结果表明，在充气过程中，降落伞阻力特征随充气时间变化的曲线斜率随开伞高度增加而明显增大。为了降低降落伞高空开伞动载，必须控制降落伞的张开速率，实现最佳的充气过程     

尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响

为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响。迎角α范围为30°～50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°～30°。试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好。迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度。对于迎角α=40°,当弯折角度B=20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%～35%c。     

基于后缘小翼的旋翼翼型动态失速控制分析

针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制进行了研究。发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。通过求解Poisson方程生成围绕旋翼翼型的黏性贴体和正交网格,为保证后缘小翼附近的网格生成质量,建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动;为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程、双时间法、Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型和Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws(Roe-MUSCL)插值格式,发展了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)隐式时间推进方法及并行技术提高计算效率。以有试验结果验证的HH-02翼型和SC1095翼型为算例,精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应,验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析,提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc,揭示了后缘小翼振荡频率、相位差和偏转幅值对动态失速特性影响的规律。研究结果表明:当后缘小翼偏转的相对运动频率为1.0,且小翼运动规律与翼型振荡规律之间的相位差为0°时,后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象;在此状态下,当偏转幅值为10°时,SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。     

破损安全设计在民用飞机襟翼运动机构中的应用

后缘襟翼是现代民用飞机的关键增升装置,运动机构是其重要的支撑结构。根据后缘襟翼运动机构特点和损伤容限要求,提出了破损安全设计要求和不同类型的破损安全结构应用场景。基于裂纹扩展方法和主、副结构裂纹独立扩展的原则,给出了不同类型破损安全结构的裂纹扩展曲线、检查门槛值和重复检查间隔的确定方法;针对主流铰链襟翼和滑轨襟翼运动机构的传力和连接特点,从主、副结构的相对位置出发提出了同位结构和异位结构的分类方式,从结构特点出发提出了平板结构和铰链结构的分类方式,给出运动机构破损安全设计流程,并提出了典型富勒襟翼滑轨等待破损安全最小设计间隙确定方法,对民用飞机的研制具有重要意义。     

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。     

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。     

复杂形式球型收敛调节片喷管内流场计算及分析

为了分析复杂形式球型收敛调节片喷管(SCFN)三维内流场特性, 对六角形和领结形的SCFN进行几何建模, 并利用N-S方程和S-A模型, 对两种喷管在不同落压比(NPR)下进行了内流场数值模拟.研究表明, 计算结果与实验结果吻合较好;在此基础上, 对两种喷管的流场特性及性能进行了比较分析.      

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。     

原理性电控旋翼系统试验研究

电控旋翼是于本世纪初提出的一种新概念旋翼系统。本文首次开展了电控旋翼的试验研究。首先自行研制了一套用于试验的原理性电控旋翼系统。以此为基础,进行了悬停和前飞状态下的电控旋翼襟翼总距和周期变距操纵试验。试验结果表明,电控旋翼的襟翼总距和周期变距操纵效果与常规旋翼类似,电控旋翼完全可以取代传统的自动倾斜器操纵系统实现旋翼操纵。理论与试验结果的对比则相互印证了正确性。