NACA0018翼型锯齿格尼襟翼尾迹特征的Liutex分析

在雷诺数Re=1.38×10^(5)时,采用实验测量对比研究NACA0018原始翼型以及带有格尼襟翼和齿形襟翼翼型的尾迹涡结构,对比锯齿襟翼与格尼襟翼的控制机理。结果表明,在小攻角下,锯齿襟翼较格尼襟翼大大降低尾迹速度亏损,但速度偏转小于格尼襟翼。通过Liutex分析发现气流经过锯齿襟翼后产生了对涡结构,与襟翼固有的流向涡掺混耗散,削弱由于流向涡引起的尾流不稳定性,从而减小翼型的阻力。对比齿形结构不同位置处的流动表明,在尾缘附近,速度偏转角从齿根,齿中到齿尖依次增加,对于远场的尾迹,3个截面的流动一致。

仿生波状前缘抑制叶栅角区分离的作用

针对压气机叶栅端区复杂的角区分离现象,仿照座头鲸特殊的胸鳍结构,对压气机的动叶片进行波状前缘改型,研究其抑制压气机角区分离的作用。数值模拟结果表明:在近设计点,波状前缘结构诱导产生的流向涡将向角区注入了高动量流体,吹除了堆积在角区的低能流体,角区低能流体沿展向的爬升高度从25%降低到了15%。角区流体的能量交换得到加强,有效降低了叶栅总压损失,提高了叶栅的通流能力,叶栅性能得到改善。

NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究

以NACA0018翼型作为基础翼型,选取θ = 30˚, 60˚, 90˚三种不同锯齿角度以及d/h = 0.6, 0.8, 1三种不同深度的锯齿襟翼研究锯齿几何参数对翼型气动性能的影响。同时通过改变入口速度研究不同雷诺数下锯齿襟翼对性能的影响。结果表明,锯齿襟翼角度对翼型气动性能影响较小;随着锯齿深度的增加,翼型升阻比降低;随着入口雷诺数的增大,翼型升力逐渐增加,阻力逐渐降低,但增大幅度有所减缓;当格尼襟翼上开锯齿后,原本格尼襟翼后交替脱落的管状涡结构,由于气体从锯齿间隙通过并形成一对流向涡,与格尼襟翼固有的脱落涡掺混耗散,形成破碎的小结构,减弱尾迹流动不稳定性,降低翼型阻力,随着开齿深度的增加,涡核集中区域逐渐向襟翼附近前移,涡的掺混、消散更快。

后缘襟翼对NACA0018翼型性能影响的数值研究

针对NACA0018厚翼型在Re = 1.38 ×105下安装不同高度格尼襟翼与锯齿襟翼对翼型气动性能影响进行数值模拟研究。比较原始翼型和2%,4%,6%弦长高度的格尼襟翼与锯齿襟翼的气动性能,同时对襟翼后尾迹流场结构进行分析。结果表明,格尼襟翼的增升效果随襟翼高度的增加而增加,但是当高度达到6%c时由于阻力的急剧增大,升阻比降低,而在6%弦长的襟翼高度内,锯齿襟翼升阻比随高度的增加均有所增大,6%c的锯齿襟翼性能最佳。格尼襟翼开锯齿后,气体通过锯齿后会在齿根与齿尖分别形成两对方向相反的旋涡,此旋涡与格尼襟翼产生的脱落涡掺混耗散,使脱落涡很快消失,削弱由于格尼襟翼后产生旋涡而引起尾流的不稳定性,从而减小了翼型的阻力,提高升阻比。