Gurney襟翼对翼型气动特性影响的实验研究

增大飞机的升力 ,能有效提高飞机的使用能力。本文通过对翼型表面压力、边界层、尾迹的测量及表面流态观察等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的单段翼型绕流特性及增升效果。研究结果表明 ,Gurney襟翼的增升效果与其高度密切相关 ,在α =8°时 ,高度为 3%弦长的Gurney襟翼使翼型的升力系数增加了 5 3% .

平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究

在Ｒｅ为 2 1× 1 0 6情况下进行的ＮＡＣＡ0 0 1 2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ＣＬ>1 0后即可提供较高的升阻比 ,当ＣＬ =1 3 5时 ,2 %平均气动弦长襟翼获得了 3 5%的最大升阻比增量 ;翼型表面压力分布结果显示 ,Ｇｕｒｎｅｙ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Ｇｕｒｎｅｙ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。Ｇｕｒｎｅｙ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。

超临界翼型Gurney襟翼增升实验研究

在FL 2 1风洞中进行了高速情况下Gurney襟翼对超临界翼型增升实验研究 .0 .5 %C、1 .0 %C、1 .5 %C和 2 .0 %C高度的Gurney襟翼分别使翼型最大升力系数提高了 6.0 %、1 2 .4%、2 1 .7%和 2 2 .3%,其中 ,1 .5 %C高度的Gurney襟翼使翼型获得了 33.2 %的最大升阻比增量 .其增升机理则是由于Gurney襟翼前表面压力增强 ,而其下游底部吸力增加 。

Gurney襟翼对风力机专用翼型气动性能的影响

为了研究Gurney襟翼对风力机专用翼型的增升效果,采用数值求解N-S方程的方法,对装有Gurney襟翼的DU95-W-180翼型进行了数值计算,在翼型尾缘压力面添加高度为弦长的1%、2%、3%、4%的Gurney襟翼,攻角范围为-8°~18°,计算各种工况下的翼型气动性能并与原翼型气动性能相比较。结果表明：Gurney襟翼对风力机专用翼型有很好的增升效果,而且增升效果与高度密切相关,襟翼高度越大,升力系数越大,相应的阻力系数也会增大。Gurney襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况,在中小升力系数情况下不宜使用。

具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析

增大飞机的升力可以有效地缩短飞机起飞和着陆的滑跑距离 ,本文通过对高升力多段翼型有、无Gurney襟翼时的翼面边界层、尾迹速度分布及表面压力分布的测量等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的多段翼型绕流特性及增升规律。实验研究结果表明 ,在α =8°时 ,Gurney襟翼高度为 0 .0 2c和 0 .0 5 5c时 ,使多段翼型升力系数分别增加了 1 3%和 2 2 %。Gurney襟翼的增升效果不仅与Gurney襟翼的高度密切相关 ,而且还与在翼面上的安装位置有关。

改进Gurney襟翼几何参数对翼型气动特性的影响

采用添加Gurney襟翼并光顺下弧面的方式对风力机专用翼型S822进行尾缘改型,利用k-ωSST湍流模型研究原始翼型和改进Gurney襟翼翼型的气动特性。计算分析了襟翼高度和压力面光滑连接襟翼顶端的开始位置,对翼型的升阻力系数、升阻比以及翼型表面压力分布和流场特性的影响。结果表明:开始改型位置相同时,随襟翼高度增加,升力系数在一定攻角范围内呈递增趋势,阻力系数持续增大,升阻比在襟翼高度为0.02弦长时最高;襟翼高度相同时,随开始改型位置后移,升力系数和升阻比增大,阻力系数变化很小。研究结论为风力机叶片翼型改型设计提供参考。

加装Gurney襟翼对提高风力机性能的研究

在小型低速风洞中对装有FFA-W3-211桨叶的水平轴风力机及在其尾缘加装Gurney襟翼桨叶的风力机进行了一系列性能对比试验。Gurney襟翼的高度为翼型弦长b的4%,桨叶安装角为4～14,°试验风速为8～14 m/s。试验结果表明,Gurney襟翼对水平轴风力机性能有较大的影响,特别是在大安装角时尤为显著;在小安装角时,格尼襟翼反而使风力机性能降低;当安装角为12°时,格尼襟翼使风力机输出功率提高38%以上。

Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究

在风力机大厚度、低雷诺数专用翼型上加装Gurney襟翼进行数值模拟研究。获得了Gurney襟翼在不同襟翼高度下,襟翼高度对翼型气动特性的影响规律,给出最佳襟翼高度,最后探讨Gurney对风力机性能的控制机理。所得结果可为实际工程风力机的控制提供理论指导和技术支撑。

Gurney襟翼对水平轴风力机性能影响的实验研究

在小型低速风洞中对装有NACA4424翼型叶片的水平轴风力机及在其尾缘加装Gurney襟翼的风力机进行了一系列性能对比实验。Gurney襟翼的高度分别为2％b和4％b（b为翼型弦长），叶片安装角在6°～14°范围内，实验风速为6～15m／s。实验结果表明，Gurney襟翼对水平轴风力机性能有显著影响，特别是在大安装角（即大攻角和大升力）下；在小安装角（即小攻角和小升力）时，Gurney襟翼使风力机性能降低。同时，装2％b襟翼的风力机性能要高于装4％b襟翼的风力机；在12°安装角时，前者提高风力机功率最少有39％，而后者也可提高风力机功率在34％以上。对于风力机最常用的叶型FFA-W3-211加装2％b的Gurney襟翼后的风洞对比实验同样证明了上述结论。

Gurney襟翼对单段翼型动态气动特性的影响

在西北工业大学NF 3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验。研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板(TAB)状态时的增升效果。实验结果表明,高度为0.010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22%和16%,而使OA212MK+TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19%和5%。

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。

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。

Gurney襟翼对风力机翼型气动噪声影响的数值模拟

为分析Gurney襟翼对风力机翼型气动性能和气动噪声特性的影响,利用Fluent软件中的LES模型计算攻角为4°~20°时原始翼型和带有不同高度Gurney襟翼翼型的气动性能和流场分布,并基于FW-H声类比方法,利用Acoustics模块精确求解远场气动噪声。结果表明:升力系数大于0.8时,Gurney襟翼能明显增大翼型升力系数,但阻力系数也显著增大;襟翼高度小于3%弦长时,失速攻角明显增大;襟翼高度大于3%弦长时,升力系数增幅减小,阻力系数增幅增大,且气动噪声急剧增加,翼型声辐射特征呈现偶极子声场的特点。

Gurney襟翼用于风力机叶片翼型气动载荷控制的数值模拟研究

针对S902翼型在Re=1.5×106情形下安装Gurney襟翼时气动载荷的变化开展数值模拟研究。通过求解Navier-Stokes方程,对S902翼型在干净翼和安装Gurney襟翼情形下翼型绕流流场进行数值模拟,并将干净翼数值模拟结果与试验结果进行对比,重点讨论Gurney襟翼安装高度、安装角度及安装位置等因素对翼型气动载荷的影响。数值模拟结果表明:同一安装位置安装高度增加其增升效应越明显,但阻力也会大幅增加;同一安装位置不同安装角度时增升效果和阻力增加量都随安装角度的减小而减小;同一安装高度加载于后缘下表面时存在一个有效增升区域,而安装于上表面时则会导致升力减小、阻力增加。

Gurney襟翼对动叶可调轴流风机性能的影响

以OB-84型动叶可调轴流风机为对象,采用数值模拟方法研究动叶尾缘处安装Gurney襟翼(GF)后对风机性能及内流特征的影响,并对其气动噪声进行评估。结果表明:增设GF可提高风机全压,且其高度越大,风机全压增幅越明显,同时促使最高风机效率点向大流量系数侧移动;高度为0.5%弦长的GF在动叶偏转±3°工况下均可提高大流量系数侧的风机效率;增设GF后,在叶顶处产生的次泄漏涡加剧了叶顶泄漏;尾缘下游区域产生的脱落涡增大了叶片吸力面与压力面间的压差;增设GF后风机气动噪声增大,选用高度为0.5%弦长的GF后,在设计工况点下风机全压和风机效率分别提高12.01%和3.13%。

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襟翼对机翼地面效应气动特性和流动结构的影响实验研究

介绍了加装Gurney襟翼的NACA0012机翼在地面效应下的升/阻力、翼尖涡和尾流场的风洞实验结果,以探讨其气动特性与流场结构之间的相关性。结果表明,加装Gurney襟翼后,与自由空间机翼相比,在相同攻角下地效机翼升力增加明显。与净NACA0012机翼相比,Gurney机翼阻力会显著增加,从而导致在约2°以上攻角时升阻比小于NACA0012机翼,但机翼升阻比变化没有明显的峰值和升降趋势,表明机翼的纵向稳定性得到改善。在地效的作用下,翼尖涡强度被抑制,而且会向机翼外侧偏移,从而降低了诱导速度,引起机翼升/阻力的变化;此外,采用PIV技术,观察到了Gurney襟翼周围的速度场在地面效应下的分布状态。

Gurney襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟

首先基于湍流模型对数值计算结果的影响,分别采用Spalart-Allmaras(S-A)和SST k-ω两种湍流模型对NA-CA0015翼型原型进行数值模拟,对比后选用了更为合适本算例的S-A湍流模型。然后对添加不同高度Gurney襟翼的NACA0015翼型改型进行数值模拟,高度分别为1%c、2%c和4%c(c为翼型弦长),厚度为2mm。结果表明,带有Gur-ney襟翼的翼型升力系数及升阻比均比原型有显著增加,并且明显改善了压力面和吸力面压力分布,在襟翼高度为2%翼型弦长时,可达到稳态下最佳升阻比的输出效果。

Gurney襟翼对叶片流场影响的数值模拟

为了验证添加Gurney襟翼的一种风力机叶片在各种风速下的实际增升效果,用计算流体力学的方法计算NREL Phase VI风力机叶片以及加Gurney襟翼(3%的翼型弦长)后叶片的流场,比较不同来流风速下叶片表面的压强分布与流速分布.计算结果表明,加Gurney襟翼后叶片压力面的压力有所增加,吸力面压力降低,且各面压力分布趋于均匀,压力面和吸力面的压力差显著增大,提高了风力机叶片的升力.

Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究

通过低速风洞实验研究了Gurney襟翼对双三角翼气动特性的影响,结果表明Gurney襟翼可以提高双三角翼的升力系数、最大升力系数以及中高升力系数情况下的升阻比。此外,进一步证实了Gurney襟翼的有效迎风面积是影响增升效果的主要因素。