外吹式动力吹气襟翼N-S方程数值分析

提出了一种带动力发动机计算模型,以N-S方程为控制方程,首先数值模拟了涡轮动力模拟器(TPS),进排气流场,验证了发动机计算模型的可靠性,然后利用该数值方法模拟并分析了外吹式动力吹气襟翼(EBF)流场特性。

喷气吹气襟翼对翼型气动性能影响研究

用雷诺平均N-S方程模拟方法对翼型上下表面局部增加喷流和吹气的增升效果进行计算分析,内容包括改变喷流压比,喷流角度,舵面状态和吹气位置,以此研究吹气襟翼和喷气襟翼对翼型气动性能的影响规律。模拟结果表明:喷气增升主要通过上下翼面压力分布实现的。在一定范围内升力随喷流的压力比升高而升高;上翼面吹气可以推迟上翼面分离且吹气位置前移推迟分离效果更加明显。

采用吹气襟翼的机翼外侧前缘缝翼研究

机翼采用的吹气襟翼偏度很大,由于在前缘产生强大的吸力峰值,会导致失速迎角明显减小。这个问题可以采用可移动的前缘装置来解决,这些装置改善了压力分布,增加了失速迎角,并提高最大升力系数。通常情况下,前缘装置需要在整个前缘布置,但是由于螺旋桨飞机的特殊性,仅在没有滑流影响的外翼段布置即可达到延迟失速的效果。首先针对机翼外翼进行前缘缝翼的二维剖面优化设计,分析了前缘缝翼对翼型失速迎角的影响,然后在三维方案上进行了仿真分析,计算模型考虑了螺旋桨滑流和襟翼吹气的影响,并进行了风洞试验验证。结果表明,采用吹气襟翼的机翼外侧设计前缘缝翼以后,在有动力条件下,失速迎角提高5°,最大升力系数增加0.3。

吹气襟翼的螺旋桨滑流影响模拟

采用数值模拟方法,对内吹式附面层控制方案(吹气襟翼)的全机带螺旋桨滑流影响的气动力特性进行仿真计算,并与风洞试验结果对比。将4个螺旋桨区域单独划分网格,在各个域之间通过面搭接网格进行数据传递。采用基于多重参考坐标系的准定常方法和螺旋桨真实旋转的非定常方法,对升阻特性进行计算,并与风洞试验结果进行了对比。结果表明:准定常方法可以大致捕捉到升力特性曲线的发展趋势,但所计算的固定迎角下的升力系数具体数值与试验测试结果存在较大差距,该方法所捕捉的失速迎角也普遍小于试验测试结果,阻力特性也差距较大;非定常方法可以比较准确地捕捉到升力特性曲线发展趋势,对失速迎角及固定迎角下的升力系数具体数值捕捉也比较准确,阻力平均误差控制在15%以内。

大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.

二维襟翼吹气控制的数值模拟

合理设计机翼翼型、前缘缝翼和后缘襟翼是飞机增升设计的重要手段，本文主要研究二雏襟翼吹气对翼型升力的影响。吹气襟翼的工作原理是，当襟翼偏转角较大时，由于翼面上表面的气流分离，此时达不到附着流所预计的升力值，可以在襟翼上表面进行吹气控制，吹除后缘的涡流而增大升力，得到预计的升力曲线。本文以NACA23018翼型为基础研究对象，采用非结构网格，在襟翼向下偏转角度45度的情况下，进行襟翼上表面的吹气效应数值模拟与流动控制机理的研究，结果表明此情况下襟翼上表面的吹气控制达到了增加升力和抑制分离的目的。

大型飞机襟翼吹气增升风洞试验

襟翼吹气增升技术可以有效提升大型飞机升力,近年来受到越来越多的关注。为改善某型飞机起降性能,在FL-14风洞开展了襟翼吹气增升风洞试验,采用流量控制单元进行内襟翼和外襟翼流量的测量与控制,采用外式空气桥消除供气管路对天平测力的影响。通过空气桥影响试验分析了压力、温度、流量对天平载荷的影响,通过风洞试验研究了动量系数、襟翼偏角对增升效果的影响规律,通过荧光丝线法显示了施加吹气控制前后的表面流场。试验结果表明:施加吹气控制后升力显著增加,升力增加量随着动量系数的增加而增加,升力系数最大增加1.15;襟翼偏角为30°/22.5°时,失速迎角随着动量系数的增加略有增加;襟翼偏角更大时,失速迎角随着动量系数的增加先增加后减小然后再增加;升力增量正比于动量系数的自然对数,随着襟翼偏角的增加,拟合曲线的斜率和截距都增加。