缝隙大小对高超音速分离流的影响

本文提出了一些缝隙大小对高超音速分离流影响的实验结果。结果表明,缝隙大小明显地影响分离区范围,缝隙加宽使分离区缩小;缝隙存在也改变了分离状态下控制翼面的压力分布与传热分布。     

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在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增升效果。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。     

某型飞机前缘机动襟翼使用寿命分析

通过对某型飞机前缘机动襟翼疲劳试验、断口反推、两种载荷谱下的损伤比较以及关键部位类比寿命估算等，给出了某型飞机前缘机动襟翼的使用寿命，为前缘机动襟翼的使用维护及修理提供了依据。     

基于HyPneu的某型机襟翼系统建模与仿真计算

基于专用流体仿真软件——HyPneu，阐述了对某型飞机襟翼收放系统进行可视化建模仿真计算的全过程。并在此基础上提出了流体仿真的基本流程以及需要注意的方面。     

Gurney襟翼增升技术在三翼面布局飞机模型上应用的实验研究

在低速风洞进行了Gurney襟翼对三翼面布局飞机模型增升特性的全机验证实验研究,结果表明Gurney襟翼可显著提高飞机失速前的升力系数,特别是高度为1%c的三角型Gurney襟翼在迎角为2°和4°(巡航状态)时可分别使升力系数提高81.6%和37.4%,而相应的升阻比提高41%和8.2%.在起飞状态8°时,升力系数可提高15%.此外,实验进一步证实影响Gurney襟翼增升效果的主要参数是有效高度,有效高度相同的Gurney襟翼对布局的增升特性是相当的.     

襟翼高升力系统和结构部件飞机维修手册程序验证研究

目前,我国民用飞机维修手册验证工作尚无相关标准和规范,亟需开展相关研究工作,争取早日建立完备的手册验证体系。在国产某型客机试飞阶段,结合试飞改装工作进行大批量维修手册操作验证工作,提出手册验证操作的技术要求、操作流程和实施要点;以襟翼高升力系统和结构部件的飞机维修手册验证程序为例,从实际操作可行性和省时性角度出发,开展手册验证计划编排和验证实施方法设计,总结维修操作难度较大的襟翼拆装程序编写实施要点、注意事项、常见维修性问题及改进方法,为后续验证工作提出建议。     

尖顶襟翼对70°三角翼气动力影响的实验研究

在水洞实验的基础上 ,进一步通过风洞实验研究了尖顶襟翼对 70°三角翼气动特性的影响。实验迎角为 2 0°～ 50°,弯折位置为 30 %c,向下弯折角B为 0°～ 30°。实验结果表明 :尖顶襟翼向下弯折可以推后失速迎角约 5°;在失速迎角后 ,尖顶襟翼对升力系数的提高有明显的效果 ,而对阻力系数的影响不大 ;另外 ,低头的尖顶襟翼可以减弱三角翼的滚转力矩。     

后缘装置LET对多段翼型气动特性的影响研究

采用求解N-S方程的方法,分别对安装后缘装置(Lift Enhancing Tabs,LET)中的传统形式Gurney襟翼(Gurney Flap,GF)和新型后缘装置(Mini-Trailing Edge Device,Mini-TED)后的多段翼型气动特性进行了分析研究。以带有30%弦长富勒襟翼的NACA632-215B两段高升力翼型为基础,分析了不同安装位置的GF对气动特性的影响。结果表明,在中等襟翼偏角下主翼尾缘安装GF对气动特性是不利的,而GF在襟翼尾缘的安装则有实际应用的可能。针对某真实飞机起飞、着陆构型多段翼型,研究了襟翼后缘不同偏角的Mini-TED对气动特性的影响。计算结果表明,通过对Mini-TED安装偏角的优化,对于不同的构型和飞行状态可以增大其改善飞机气动特性的使用范围。     

Numerical Analysis of Influence of Gurney Flaps Applied to Wind Turbines

The effect of Gurney flaps with different heights on the S809 airfoil and NH1500 blade is numerically simulated. The influence of the Gurney flap is analyzed at different wind speeds and the comparison of the aerody namic performance is given between the blades with and without the Gurney flap. The results demonstrate that a Ourney flap added on the blade can greatly increase the efficiency of the wind turbine especially at high wind speeds.     

悬停状态电控旋翼噪声主动控制试验

为研究电控旋翼襟翼高阶谐波噪声控制规律,在电控旋翼综合试验台上进行了悬停状态下的噪声主动控制试验。首先搭建了用于旋翼噪声测量和襟翼控制的测控系统,基于该系统,施加了不同谐波阶数下的襟翼幅值、相位控制,通过对试验数据的分析表明:旋翼转速为500r/min时,旋翼噪声声压级最多可降低4dB;最佳的旋翼噪声控制襟翼谐波阶数为2/rev,襟翼谐波的最优控制幅值小于6°,最优控制相位在180°~300°之间。