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。

基于结构动力学的平板扑翼气动弹性方法研究

由于扑翼机构给定的运动与变形运动的相互耦合,扑翼的运动属于柔性多体动力学问题,使得经典的动力学理论无法适用于扑翼的气动弹性研究。针对扑翼的结构特性,研究了一种适用于扑翼的气动结构耦合计算方法。考虑惯性力、气动力和运动加速度后,利用Hamilton变分原理建立扑翼动力学控制方程,并采用Newmark数值解法进行求解。通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程获得精确的非定常气动特性。气动网格与结构网格之间的数据传递采用无限平板样条插值(IPS)方法。运用本文方法对做沉浮运动的矩形钢板分别进行了刚性翼和柔性翼的气动分析,计算结果均与实验结果吻合良好,验证了所发展方法的正确性。

动力学模态分解及其在流体力学中的应用

随着计算流体力学和先进流动测试技术的发展,流动的刻画越来越精细,伴随而来的海量流场信息的模态提取与复杂动力学特征的模型化成为当前流体力学的研究热点。动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)作为一个全新的时空耦合型动力学建模方法,得到迅速推广。DMD是一种数据驱动的非定常流场模态分析手段,可以准确捕捉各个流动模态的频率及增长特性,并建立流场演化的动力学降阶模型,以重构或预测流场动力学过程。本文针对DMD在流体力学研究的应用问题,重点综述了DMD算法自提出以来的一系列改进以及对不同流动现象的应用,并通过典型测试算例说明DMD的应用过程。在此基础上,讨论了DMD的研究现状及未来发展方向。

可调缝道构型对翼型气动特性的影响

翼型开缝是一种抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术。为了解决翼型开缝时仅能改善失速特性无法保障小迎角气动特性不被破坏的问题,本文以S809翼型作为研究对象,采用CFD方法进行翼型开缝研究,探究不同缝道参数对翼型气动特性的影响。提出了一种缝道调整方案,通过可调缝道兼顾翼型在小迎角及大迎角时的气动特性。结果表明:1)“基础缝道”构型可大幅改善翼型的失速特性,最大升力系数提高70.8%,达到1.81,失速迎角推迟到21°;2)通过平移或旋转等方式实现了曲线缝道的“梯形”化,实现了缝道的微小调整,得到可维持翼型小迎角气动特性的两种缝道构型;3)利用“基础缝道”和“前翼旋转5°缝道”之间的几何关系,提出了一种可调缝道方案,满足了失速特性大幅改善前提下小迎角气动特性不被破坏的需求。本文所采用的可调缝道研究思路和缝道方案可为翼型开缝技术的工程化应用提供一种参考。

涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制效果影响的实验研究

采用风洞实验的方法开展了涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制效果影响的研究。通过对比在干净翼和安装涡流发生器情形下的气动力,重点讨论了涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制的影响。结果表明:第一类和第二类布局方式都能够有效抑制翼型失速,提高最大升力系数,其失速特性得到极大改善;第二类布局方式对失速的控制效果略优于第一类,同时涡流发生器方向角越小控制效果越好;第三类布局方式对失速流动控制几乎没有效果,最大升力有所下降,同时伴随阻力的大幅增加。

几种节流装置流体动力特性的实验研究

介绍了几种不同节流装置（即流量计）的结构特点、在风洞中的校准方法、校准结果以及对结果的应用，并对几种节流装置的流体动力特性作了分析，结果表明，在几种节流装置中，除翼型节流装置外，流量测量精度较高的节流装置的压力损失系数较大。

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。

带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究。结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响。具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°。

风扇翼型气动性能的实验研究

在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压力分布特性的比较,可以推知,前者的气动噪声将会比后者小。

飞机模型带动力风洞实验高功率密度电机研制

针对飞机模型带动力风洞实验要求驱动电机功率大、尺寸小和转速高的特点,结合某型号飞机实验用16kW电机的研制,提出了根据电机功率密度要求,通过类比法获得长时工作制电机的发热时间常数,计算获得短时工作制条件下电机的初步额定功率,进行电磁及结构优化设计和发热校核,最后进行电机轴的强度和刚度校核设计,同时介绍了地面空载和负载实验方法。

基于LabWindows/CVI实验室的网络化大气参数采集系统

大气参数（温度、湿度和大气压力等）是各专业实验室在进行教学和科研实验时非常重要的环境参数。该文详细阐述了网络化测控系统的基本概念,结合西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室的NF-3风洞,用LabWindows/CVI集成开发环境实现了NF-3风洞网络化大气参数的自动采集、存储和处理,最后对该系统的扩展性、实时性进行了分析。

Microtab对风力机叶片翼型气动特性的影响研究

选取S814风力机叶片翼型进行了二维几何建模和计算网格划分,通过求解Navier-Stokes方程对翼型的空气动力特性进行了数值模拟,并与实验数据进行了对比分析,验证了计算模型及求解器的可靠性。对S814翼型后缘加载Microtab进行了气动数值模拟,分析了其流场和空气动力特性。计算结果表明:风力机叶片翼型后缘加载Microtab可以改变翼型的环量,达到增升的目的,与此同时伴随一定阻力的增加,但升阻比得到小幅的提升。

多段翼型风洞侧壁边界层吹除控制实验研究

通过调研国内外相关文献资料,结合实验室建设项目:侧壁边界层控制系统研制,选取相对厚度为17%的GAW—1翼型进行了风洞侧壁边界层吹除控制下气动性能的实验研究。介绍了该系统的特点和实验方法,研究了侧壁边界层吹除控制对单段和多段翼型的二元性的影响规律。结果表明:(1)对多种吹气位置不同组合来说,以前缝关闭,中缝和后缝打开吹气为最佳吹气方式;(2)不同吹气系数对模型展向中间剖面和端部剖面的压力分布影响不同,存在对应的最佳吹气系数;(3)实验研究验证了NF—3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型气动特性实验的准确性。

风力机翼型尾缘锯齿降噪风洞实验研究

随着风能产业的发展,风力机降噪成为行业发展的必然,尾缘锯齿是降低叶片自噪声的有效手段。多年来,国内外许多学者通过数值模拟、风洞实验和整机测量等手段开展了风力机尾缘锯齿降噪研究。在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展翼型尾缘锯齿降噪实验研究,提出了通过尾迹来甄选噪声测量传感器的方法,并采用A计权以及1/8倍频程的方法进行噪声频谱分析。结果表明,通过尾迹甄选出的传感器可作为噪声分析数据来源;在风力机翼型后缘安装尾缘锯齿来降低噪声是可行的,降噪的频率为翼型自噪声的中高频段;使用A计权、1/8倍频程的方法表示噪声频谱能很好地进行噪声源分析。

波纹度偏差对高负荷压气机叶型的影响

基于对压气机叶片局部加工质量的分析,针对描述波纹度的关键参数,提出了描述波纹度加工偏差的正弦函数数学模型。该模型针对叶片加工型面存在的“微小波纹”现象,用幅值、频率和初始相位高效直观地体现了波纹度的波纹高度、波纹宽度和波纹初始相位参数。以某发动机高负荷叶型为对象,采用数值模拟手段研究了波纹度偏差关键几何参数对压气机高亚声速叶型气动性能的影响规律及机理。结果显示:在波纹宽度与起始相位相同的前提下,攻角范围会随着波纹高度的增加而减小,叶背局部波纹高度增加会导致流动损失增加;加工质量差的波纹高度大且波纹宽度小的叶型性能退化最严重,Ma=0.8时损失系数相较于设计叶型至少升高24.2%。根据文中结果对现有加工工艺提出两点建议:其一,叶背波纹高度较小和波纹宽度较大,若能保证其中之一,能使得叶型性能下降程度不显著;其二,可根据叶型的低损失攻角范围选择性接受叶背起始加工偏差状态。

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究。结果表明:模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净。鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注。

缝道几何构型对翼型气动特性的影响

为深入研究翼型开缝抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术,在探讨开缝依据的基础上,针对NACA 4421翼型设计了7种缝道构型,并给出了缝道构型之间的几何联系,对比分析了曲线、折线及直线3种形式的缝道对翼型失速的控制效果,发现曲线缝道能够显著提高翼型的最大升力系数和失速迎角;分析了曲线缝道构型升力系数“双峰”现象的机理,提出了一种新型导流片缝道构型,该构型利用“科恩达效应”能够全面改善基准翼型的失速特性,失速迎角推迟可达14°,最大升力系数提高122%,达到2.785,可为增升装置设计提供新的思路和参考。

直接测力俯仰振荡翼型动态气动性能研究

在西北工业大学NF-3低速风洞二元实验段开展翼型俯仰振荡运动动态气动性能深入研究。实验模型为展向三段式测力模型,测力仅在模型中段进行以减小风洞侧壁干扰的影响。实验中采集模型的转动瞬态迎角、计算模型中段的惯性力和惯性力矩、并从天平采集数据中扣除以修正模型惯性对结果的影响。结果表明,迎角超过正向或负向静态失速迎角是升力系数和俯仰力矩系数产生大的迟滞环的必要条件。随着振荡缩减频率增大,动态失速会推迟,升力系数迟滞环增大,阻力系数增大,最大迎角附近的俯仰力矩系数减小。在迎角小于静态失速迎角或超过不大的迎角范围,随着缩减频率的增大,翼型振荡运动俯仰力矩系数上行时减小,下行时增大。随着振荡振幅的增大,翼型振荡运动动态升力系数和俯仰力矩系数的迟滞环增大。随着平均迎角的增大,翼型迎角更多地进入正向失速区,升力系数迟滞环增大,俯仰力矩系数最小值变小。雷诺数对升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数迟滞环无明显影响;但是,在翼型模型下行过程,随着雷诺数的增大,升力恢复提前,同时迟滞环随雷诺数增大而减小。

基于尾迹法的翼型跨声速实验阻力测量研究

在风洞实验中采用尾迹积分法测量翼型阻力时,尾耙的形状、高度和安装位置均对翼型阻力存在一定的影响。在西北工业大学NF-6增压连续式跨声速翼型风洞中,针对同一翼型(OA309翼型),在不同马赫数下,进行了2种尾耙高度、2个尾耙安装位置的实验。对比分析了同一尾耙高度、不同安装位置以及同一安装位置、不同尾耙高度的阻力实验数据,获得了不同实验条件下适用于NF-6风洞阻力测量的尾耙高度及安装位置的组合,为跨声速翼型风洞阻力测量提供了参考。

组合式吹吸气控制翼型动态失速数值模拟研究

改善翼型气动特性的关键问题之一是解决动态失速。提出利用翼型前缘吸气、后缘吹气的组合式吹吸气控制翼型动态失速的方法,研究俯仰振荡条件下其对翼型动态失速特性的影响和控制作用。选取NACA0012翼型为研究对象,基于转捩SST湍流模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,计算不同射流动量系数下的翼型气动特性,评估控制过程中的经济性。结果表明:在马赫数0.109,减缩频率0.1,平均攻角14.84°,攻角振幅9.89°条件下,当射流动量系数为0.006 5时与无吹吸气控制对比,翼型无明显失速现象,平均升力系数提高59%,平均阻力系数下降40%,负俯仰力矩峰被消除,使用组合式吹吸气进行流动控制可以抑制动态失速,改善翼型气动特性。