带缝翼多段翼型气动特性的实验研究_惠增宏

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尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响

尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响韩中合;贾亚雷;李恒凡;朱霄繤;董帅【摘要】针对尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响，分别以 S809翼型与DU 翼型为研究对象，设计了6种襟翼长度的襟翼模型，襟翼向翼型压力面偏转角为10°，襟翼与翼型主体之间为均匀1 mm 间隙，利用 AUTOCAD对各襟翼长度模型进行几何建模。

采用计算流体力学软件 Fluent 14．0对各襟翼模型进行不同攻角下的气动性能计算，对翼型边界附近流场及压力系数等进行了分析比较。

结果表明：尾缘襟翼长度对翼型的气动性能有较大的影响，襟翼长度不仅对襟翼附近的流场产生影响，对整个翼型的流场都有较大影响；带襟翼模型升力系数比无襟翼模型大大提高，且在一定攻角范围内随着襟翼长度增加，升力系数逐渐增大；带襟翼模型阻力系数比无襟翼模型翼型大，且在一定攻角范围内随襟翼长度增大阻力系数也增大；带襟翼模型升阻比在一定范围内比无襟翼模型大。

%The goal of the study was to investigate the effect of trailing edge flaps length on aerodynamics of wind turbine airfoil ,airfoil S809 and DU series airfoil were selected as research objects,and six kinds of flap length airfoil model were designed,have the same chord length of 1 000 mm,and the same deflect angle of 10°,the gap between the flap and the main airfoil body was optimized to make the width of gap as even 1 mm.The grids near the trailing edge are refined,and the grid independence is verified through the comparison of the calculated results with grid scales three,which a 148 000 grid model was selected for further calculation.The k-ωtwo equation turbulence model for commercial software Fluent was used here to calculate the aer-odynamics of the flap models at different attackangles,the streamline,pressure contour and pressure coefficient near border of airfoil were analyzed and compared.The result shows that the flaps length of airfoil with trailing edge flaps has great effect on the aerodynamic performance of the airfoil,not only the streamline near the flap is influenced but also the whole streamline near the airfoil are influenced.The lift coefficient of airfoil with flap is bigger than that of airfoil without flap,and the lift coefficient increases with the increasing of flap length.The drag coefficient of flap model is also bigger than that of airfoil without flap,and the drag coefficient of flap model also increases with the increasing of angle of attack.The lift to drag ratio is bigger than that of airfoil without flap at some range of angles of attack.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2015(000)006【总页数】8页(P835-842)【关键词】风力机翼型;分离式尾缘襟翼;计算流体力学;升阻比【作者】韩中合;贾亚雷;李恒凡;朱霄繤;董帅【作者单位】华北电力大学电站设备状态监测与控制教育部重点实验室，河北保定 071003;华北电力大学电站设备状态监测与控制教育部重点实验室，河北保定071003; 河北软件职业技术学院，河北保定 071000;华北电力大学电站设备状态监测与控制教育部重点实验室，河北保定 071003;华北电力大学电站设备状态监测与控制教育部重点实验室，河北保定 071003;华北电力大学电站设备状态监测与控制教育部重点实验室，河北保定 071003【正文语种】中文【中图分类】V211.41;V211.3近年来，风力发电得到迅速发展。

翼型多目标气动优化设计方法

翼型多目标气动优化设计方法王一伟钟星立杜特专（北京大学力学与工程科学系，北京 100871）摘要本文将数值优化软件modeFRONTIER同计算流体力学（CFD）软件相结合，对NACA0012翼型的气动性能进行优化。

计算采用N-S方程作为主控方程以计算翼型气动性能，分别采用多目标遗传算法（MOGA）和多目标模拟退火算法（MOSA）作为翼型的气动性能优化算法。

计算结果表明，优化后的翼型相对于优化前的翼型的气动性能有很大提高（升阻比增幅可达182％）。

关键字气动优化设计多目标NS方程遗传算法模拟退火算法Abstract: The combination of the optimization software, modeFRONTIER, and the commercial CFD software is used to optimize the aerodynamic functions of the airfoil, NACA0012.The NS equations are adopted for calculating the airfoil aerodynamic properties (Cl, Cd and etc). Two kinds of optimization algorithm, the Multi-Object Genetic Algorithm(MOGA) and the Multi-Object Simulated Annealing(MOSA), are used in the optimization process respectively. The optimized airfoils show remarkable improvement of its aerodynamic functions (The ratio of lift to drag increases up to 282%) relative to its original one.Key words Aerodynamic Optimization Design, NS Equation, Genetic Algorithm, Simulated Annealing一、研究背景翼型的气动力设计是现代飞机设计的核心技术。

前缘缝翼对风电叶片翼型气动性能影响的研究

前缘缝翼对风电叶片翼型气动性能影响的研究王晓宇许炳坤白浩江贾飞（中国大唐集团科学技术研究院有限公司西北电力试验研究院）摘要：前缘缝翼作为叶片提升气动性能的部件，在减少叶片表面的流动分离、提高升力比方面发挥着重要作用。

本文采用CFD数值模拟的方法对S830翼型添加前缘缝翼前后进行研究，得结论如下：添加前缘缝翼，S830翼型的升力系数与阻力系数均增加，升力系数增加的更明显，最大增幅为8.62%；随着攻角的增加，S830翼型的流动分离区逐渐增加；添加前缘缝翼可有效控制S830翼型的流动分离；缝翼的存在增大了S830压力面压力的同时减小了吸力面的压力，从而使得翼型的升力增加。

关键词：风电机组；翼型；气动性能；前缘缝翼中图分类号：TK83文章编号：1006-8155-（2022）04-0022-04文献标志码：A DOI：10.16492/j.fjjs.2022.04.0004Influence of Leading Edge Slats on Aerodynamic Performance of Wind Turbine Blade AirfoilXiao-yu Wang Bing-kun Xu Hao-jiang Bai Fei Jia(Northwest Electric Power Test and Research Institute of China Datang Group Science and TechnologyResearch Institute Co.,Ltd.)Abstract：The leading edge slat,as a component of improving the aerodynamic performance of the blade,plays an important role in reducing the flow separation on the blade surface and improving the lift ratio.In this paper,the CFD numerical simulation method is used to study the S830airfoil before and after adding the leading edge slat.The conclusions are as follows:the lift coefficient and drag coefficient of S830airfoil increase with adding the leading edge slat,and the lift coefficient increases more obviously,which the maximum increase of8.62%;The flow separation zone of S830airfoil increases gradually with the increase of attack angle.The leading-edge slats effectively control the flow separation of S830airfoil which also increases the pressure of S830pressure surface and reduces the pressure of suction surface,so as to increase the lift of airfoil.Keywords：Wind Turbine;Airfoil;Aerodynamic Performance;Leading Edge Slat0引言风电机组在实际运行过程中，叶片的气动性能是影响风电机组风能捕获与稳定运行的重要因素[1]。

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

（ｅｔｒｏｒｄｎｍｃｅｉｎｅｅｒｈＮｏｈｓｍＰｌｔｃｎｃｌＵｉｅｓｔ，Ｘ ’ ｎＣｎｅｆＡｅｏｙａｉｓＤｓｎａｄＲｓａｃ，￣ｗｅｔｇｅｏｙｅｈｉａｎｖｒｉｙｉａ
７０７，ｈａ１０２Ｃｉ）ｎ
ＡｂｔａｔＢｕｄｒ —ａｅ，Ｓｒａｅｐｅｓｒｓｒｃ：ｏｎａｙｌｙｒｕｃｒｓｕｅ，ｗａｅｖｌｃｔａｕｅｎｓａｄｆｏｉｕｌａｉｎａｆｋｅｏｉｍｅｓｒｍｅｔｎｗｖｓａｉｔｒｙｌｚｏｅｔｓｅｏｉｅｅｔｃｎｇｒｔｏｓｏｌｉｅｅｎｉｏｌｈｘｅｉｎａｅｕｔｎｉａｅｔａｈｅｔｄｆｒｄｆｒｎｏｆｕａｉｎｆｍｕｔ— ｌｍｅｔａｒｉ．Ｔｅｅｐｒｍｅｔｒｓｌｉｄｃｔｈｔｔｅｆｉｆｌｓｅｅｔｆｄｆｅｅｔｆｐｇｐｃｎｇｒｔｎｎｍｕｔ—ｌｍｅｔａｒｉｆｏｃａａｔｒ，ｉｕｍｅｔｔｎｆｃｓｏｉｒｎａａｏｕａｉｓｏｌｉｅｅｎｉｏｌｌｗｈｒｃｅｌａｇｎａｉｌｉｆｏｆｓｔｆｏｅｅｔａｄｌｔｄａｈｒｃｅｒｅｔｏｇ．ｈｓｉｖｓｉａｉｎｈｗｔａｉｏｆｃｅｔｏｌ — ｌｆｃｉ－ｒｇｃａａｔｒａｅｖｒｓｒｎＴｉｎｅｔｇｔｏｓｓｏｈｔｌｃｅｆｉｎｆｍｕｔｅ— ｎｆｓｙｔｆｉｉｅｎｔｐｉｍａａｓ３．６ｍｅｔｗｉｈｏｔｍｕｆｐｇｐｉ３０．ｗｈｃｓ１ｌｉｈｉ５％ｏｏｖｎｉｎａａａｌｉｅｅｎｉｏｌ１ｆｃｎｅｔｌｆｐｇｐｍｕｔ— ｌｍｅｔａｒｉｏｌｆａｈａｇｅｏ－ｔａｋ．ｔｔｅｓｍｅａｌ－ｆａｔｃｎＫｅｒｓ：ｍｕｔ—ｌｍｅｔａｒｉ；ｆｐｇｐ；ｏｎｄｒ—ａｅ；ｐｅｓｒａｕｅｎ；ａｒｄｙｍｉｙｗｏｄｌｉｅｅｎｉｏｌｌａｂｕａｌｙｒｆａｙｒｓｕｅｍｅｒｍｅｔｅｏｎａｃｓｃａｅｅｈｒｔｒａ

新型缝翼对机翼气动性能影响的实验研究

验研夯
颜巍。贺兰德格瑞洛克克兰斯顿（１．中国商飞上海飞机设计研究院２．英国巴斯大学工程与设计学院）
［摘要］随着经济的发展，飞行运动渐渐成为人们所喜爱的体育项目之一，低速二维机翼是轻型运动飞机产生升力的主要部件。二维机翼ｗ一１是一款经典的轻型飞机机翼。二维缝翼Ｓ一１是一款根据仿生原理设计的增升装置，用来延迟在低雷诺数和大攻角条件下二维机翼ｗ一１上表面的流动分离。通过一系列的风洞试验，来验证缝翼Ｓ一１对二维机翼Ｗ一１的边界层分离和升力的影响。试验结果表明：在低雷诺数条件下，缝翼Ｓ－１的使用对二维机翼ｗ一１的边界层分离有明显的抑制作用，二维机翼ｗ一１的失速攻角延迟了
的改善起着决定作用。
２．试验部件
ａ１二维机翼ｗ一１参与此次试验的二维机翼Ｗ一１为一款经典的低速机翼，已被许多低速轻型飞机所采用。其特性是后缘分离发展比较缓慢，过了失速攻角后，Ｃ随攻角上升而下降的过程也是连续缓慢的，这样的失速特性
３．５，最大升力系数增加了３Ｏ．５％。
［关键词］轻型运动飞机
１．前言
缝翼机翼边界层分离风洞试验
般轻型运动飞机在起飞和降落过程中，为了延迟在机翼攻角增大时上表面的流动分离，需要同时打开前缘缝翼与后缘襟翼来恢复升力。但是在机翼前后同时装有增升装置，不仅加重了飞机的重量，同时由于制动装置（如襟翼滑轨）暴露在机翼表面外，影响了机翼的气动性能。如果只保留一个增升装置，不仅可以降低飞机重量，还可以去除能影响气动性能的部件。根据空气动力学基本原理，单独打开襟翼虽然可以增加升力，但是失速攻角会提前；而单独打开缝翼，在攻角增大时不仅可以增加升力，也可以延迟失速攻角，而且缝翼的制动装置在不工作时被埋在机翼内部，对机翼的气动外形没有任何的破坏，故保留缝翼是一个可行的选择，同时拥有一款高性能的缝翼对低速机翼气动性能

前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响

前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响作者：郑文妞蒋笑王海鹏涂苏楼王生涛来源：《科技创新导报》2019年第04期摘 ; 要：控制风力机翼型的流动分离，可以提升翼型的气动特性。

本文采用数值模拟方法研究了前缘缝翼对风力机专用翼型S809气动特性的影响。

分析了加装前缘缝翼对翼型S809升、阻力系数和压力系数的影响，并揭示了对翼型S809边界层控制的机理。

研究结果表明，前缘缝翼可以有效地提升翼型的气动特性，增大升力系数，推迟翼型边界层的流动分离。

关键词：前缘缝翼 ;翼型S809 ;气动特性 ;流动分离中图分类号：TK83 ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文献标识码：A ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文章编号：1674-098X（2019）02（a）-0017-03由于粘性摩擦力和逆压梯度的影响[1]，导致边界层存在着流动分离。

流动分离和动态失速会导致风力机叶片疲劳载荷增加，从而降低风力机的整体效率。

因此，通过控制边界层的流动分离和延缓动态失速是可以改善风力机的气动性能的。

边界层流动分离控制技术在许多领域也得到了广泛的研究。

同时边界层流动控制技术也是风能研究的热点问题。

边界层流动分离控制技术可分为被动控制技术和主动控制技术[2]。

这些技术主要是通过增强边界层流动的动能来抑制或延缓流动分离现象。

被动控制技术是指一种简单有效的不需要外加功率的方法。

例如，Gurney襟翼可以控制边界层的压力梯度[3];涡流发生器可以增加边界层的动能[4]。

前缘缝翼是一种边界层流动分离控制技术，可实现被动控制技术或主动控制技术。

Pechlivanoglou等[5]研究了一种固定辅助前缘翼型来控制风力机叶片根部流动分离。

Elhadidi等[6]设计了主动板条提高翼型升力系数，延缓了流动分离。

该活动板条由旋转叶片组成，可关闭、完全打开和间歇打开。

Yavuz等[7]采用数值方法和实验方法研究了板条翼型布置对风力机气动性能的影响。

多段翼型流场分析(前缘缝翼+对称翼型+后缘缝翼)

多段翼型流场分析CFD课程设计院系：专业：班级：学号：姓名：指导老师：目录第一章绪论 (3)1.1 ANSYS软件介绍 (3)1.2主要内容 (3)第二章模型建立 (4)2.1 ICEM建立模型及导出 (4)2.2 划分网格 (5)第三章 Fluent计算 (7)3.1 设置参数计算 (7)第四章 FLUENT计算结果及处理 (10)摘要此次课程设计是利用ANSYS软件中的ICEM和Fluent求解器计算不同迎角下，多段翼型的升力系数，阻力系数，力矩系数以及各个状态下的流场分布情况，根据题目要求翼型选择NACA0012为对称翼型，并带有前缘襟翼以及简单襟翼，计算结束后，利用tecplot软件绘制Cy-α，Cy-Cx，Mz-Cy曲线，得出Cy0，最大升阻比等气动力特征参数。

关键词ICEMFluenttecplot第一章绪论1.1 ANSYS软件介绍ANSYS软件是融结构、流体、电场、磁场、声场分析于一体的大型通用有限元分析软件，是一个多用途的有限元法计算机设计程序，可以用来求解结构、流体、电力、电磁场及碰撞等问题。

由世界上最大的有限元分析软件公司之一的美国ANSYS开发，它能与多数CAD软件接口，实现数据的共享和交换，如Pro/Engineer，NASTRAN，Alogor，I－DEAS， AutoCAD等，是现代产品设计中的高级CAD工具之一。

在此次的课题中，主要用到其中的ICEM及Fluent部分。

1.2 主要内容本次课程设计的主要内容就是通过CATIA建立多端翼型几何模型，通过fluent解算器进行有限元分析，从而得到该组合体的一些相关的气动数据。

此次课程设计的重点在于模型的建立，通过CATIA建立基础的模型，然后导入到ANSYS.ICEM中进行模型的处理以及网格包括壳网格、体网格及附面层网格的划分。

完成之后导入到fluent解算器设置属性，相关参数等，然后进行计算不同迎角下的多段翼型的相关气动参数及压力云图分布情况。

前缘缝翼内型的气动设计研究

前缘缝翼内型的气动设计研究邓一菊;廖振荣;段卓毅【摘要】Five different three-elements airfoils which contain slat,fix foil and flap were analyzed.The only difference of those three-elements airfoils is the shape of the slat coves,which are faired to five shape, and the cusps are changed with the fairing ing the RANS simulation of the in house CFD tool“CCFD-MB”,the relative aerodynamic characters of the coves,such as the Reynolds effects,the stall behav-iors,the lift and the drag coefficients,were analyzed.Some of the similar researches done by Boeing and DLR were also mentioned in the document as reference work.The paper indicates some beneficial results:some kinds of the slat coves may lead to negative Reynolds effects;some kinds of cove fairings provide better aero efficiency and potential noise reduction tendency;the normal slat coves wildly adopted in industry design are not the best choices from the point of aerodynamic,yet the aerodynamic characteristic are acceptable. Some suggestions on the choice of slat coves were given according to the consideration of aerodynamic and structure.%对5种不同缝翼内型的“前缘缝翼＋固定翼＋后缘襟翼”三段翼型进行了分析。

超声速翼型的气动特性优化研究综述

[6]高彦峰,刘志帆,王晓宏. 可变形翼型超声速非定常气动力的研究[J]. 空气动力学学报,2014,01:69-76.
[7]李占科,张翔宇,冯晓强,张旭. 超声速双层翼翼型的阻力特性研究[J]. 应用力学学报,2014,04:483-488+1.
主要参考文献
[8]关晓辉,宋笔锋,李占科. 超声速翼身组合体激波阻力优化的EFCE算法[J]. 航空学报,2013,05:1036-1045. [9]耿云飞,闫超. 曲形槽道ABLE概念在超声速翼型减阻中的应用[J]. 空气动力学学报,2010,01:70-75. [10]李占科,张旭,冯晓强,关晓辉. 双向飞翼超声速客机激波阻力和声爆研究[J]. 西北工业大学学报,2014,04:517-522. [11]王超,高正红. 小展弦比薄机翼精细化气动优化设计研究[J]. 中国科学:技术科学,2015,06:643-653. [12]张方,王和平,张冬云. 斜置飞翼大型超音速客机气动设计研究[J]. 科学技术与工程,2009,10:2663-2668. [13]齐玉文. 高超声速弹箭尾翼（弹翼）的气动力与气动热研究[D].南京理工大学,2008. [14]赵海. 超声速/高超声速流中二元机翼的颤振与极限环[D].哈尔滨工业大学,2009. [15]赵娜. 超声速流中机翼及壁板非线性颤振的主动控制方法研究[D].哈尔滨工业大学,2014. [16]冯军楠. 超音速流中机翼的气动热弹性分析与控制[D].南京航空航天大学,2014.
主要参考文献
[17]钮耀斌. 高超声速飞行器尾翼热颤振初步研究[D].国防科学技术大学,2009. [18]王乐,王毅,南宫自军. 活塞理论及其改进方法在超声速翼面颤振分析中的应用[J]. 导弹与航天运载技术,2011,04:13-17. [19]王璐,王玉惠,吴庆宪,姜长生. 高超声速机翼颤振的LQR主动控制系统设计[J]. 噪声与振动控制,2013,02:44-48. [20]高扬. 基于多场耦合方法的高超声速翼面气动热弹性分析[D].南京航空航天大学,2012. [21]丁千,陈予恕. 机翼颤振的非线性动力学和控制研究[J]. 科技导报,2009,02:53-61. [22]赵娜,曹登庆,龙钢. ACTIVE CONTROL OF AEROELASTIC FLUTTER FOR A NONLINEAR AIRFOIL WITH FLAP[A]. 中国振动工程学会、中国力学学会.第十三届全国非线性振动暨第十届全国非线性动力学和运动稳定性学术会议摘要集[C].中国振动工程学会、中国力学学会:,2011:17. [23] Hu-lun GUO, Yu-shu CHEN. Dynamic analysis of two-degree-of-freedom airfoil with freeplay and cubic nonlinearities in supersonic flow[J]. Applied Mathematics and Mechanics(English Edition),2012,01:1-14. [24]Kaipeng Sun,Yonghui Zhao,Haiyan Hu. Experimental modal analysis and finite element model updating of a thermo-elastic beam subject to unsteady heating[A]. Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics.Proceedings of the 4th International Conference on Dynamics, Vibration and Control (ICDVC-2014)[C]. Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics:,2014:1.

翼型和机翼的气动特性(精).ppt

取x轴与未经扰动的直匀来流一致，即在风轴系中，
流场各点的速度为u, v, w ，可以将其分成两部分，一是
前方来流V ，一是由于物体的存在，对流场产生的扰动
，设为u', v', w' ，故
EXIT
3.3 小扰动线化理论
u x V u'
v v'
y
w w'
z
若扰动分速与来流相比都是小量，即 u' 1,
1 2
V2
2
M
2
p (
p
1)
应用能量方程
1
p
1V 2 2
1
p
1 2
V2
上式可写为
p ( 1
p p
1)
V2 2
V2 (1 V2 )
因为等熵时
1
p p
，此外
a2
p
EXIT
3.3 小扰动线化理论
从而可解得
p p
1
1 2
M
2
1
V2 V2
1
所以
Cp
2
M
2
1
(C p )M , ,c , f
1
(C p )0, ,c , f
这就是说不可压流和可压流在完全相同的翼型和迎角
条件下，其对应点上的压强系数的关系是，把不可压流的
Cp乘以1/β就是亚声速可压流的Cp值。
该换算关系称为普朗特-葛劳渥法则。这是葛劳渥于 1927年提出来的。普朗特也在那个年代前后提出这个法则。 1/β称为亚声速流的压缩性因子。
M
1 时，令
2
1
M
2
，上面方程为
2
2

缝道流动的脉动参数对多段翼型升力特性的影响

缝道流动的脉动参数对多段翼型升力特性的影响高永卫;朱奇亮;罗凯【摘要】The dynamic parameters of gap flow of a multi-element airfoil have significant effect on its lift characteristics. Using wind tunnel experiments, the authors compared the changes of lift coefficients of a multi-element airfoil (GAW-1) under conditions of acoustic excitationon/off. The experiments were conducted in NF-3 wind tunnel. The sound pressure level (SPL) of internal acoustic excitation was 60dB. The results showed that the lift coefficients of the airfoil were reduced when disturbance were appended. The most decrement of lift coefficient is -1. 8%. This paper confirms that the designers should study the dynamic characteristics of flow near the gap. It should be noticed that the sources of error in experiment data analysis should include scale and quality of test model and the back ground sound pressure level of the wind tunnel.%采用风洞实验的方法,在不停风且固定迎角和几何构型的情况下,通过对比有、无人为脉动压力扰动时多段翼型升力特性的变化,证明多段翼型缝道流动的脉动参数(包括脉动速度和脉动压力)对其升力特性有着不可忽视的影响.人为扰动源为模型表面埋设的有源式蜂鸣器.蜂鸣器出口20mm处的声压级约为60dB.实验表明,在研究范围内,弱声学扰动可使翼型的升力系数降低.升力系数的减少量随扰动的位置、频率变化而变化,最大减少量为1.8％.提出在多段翼型的实验评估工作中需要注意风洞本底噪声、模型尺度、加工质量对缝道脉动压力和脉动速度等参数的影响以及相应升力特性的变化.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2012(026)006【总页数】4页(P15-18)【关键词】多段翼型;升力特性;风洞实验;缝道流动;脉动参数【作者】高永卫;朱奇亮;罗凯【作者单位】西北工业大学翼型研究中心111#,西安710072;西北工业大学翼型研究中心111#,西安710072;西北工业大学翼型研究中心111#,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V211.70 引言增升装置设计是现代大型飞机提高起飞重量、缩短起降滑跑距离、增强机场适应性的关键技术［1］。

民用飞机前缘缝翼气动力特性SCCH试验研究

民用飞机前缘缝翼气动力特性SCCH试验研究巴玉龙;张召明【摘要】针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响,在南京航空航天大学NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模(Swept constant chord half-model,SCCH)增升装置测力风洞试验研究.试验来流马赫数为0.2,基于机翼弦长的试验雷诺数为1.85×106.通过试验结果,重点分析了前缘缝翼的偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了起飞构型和着陆构型缝翼偏角及缝道的最佳组合参数.试验研究发现,缝翼偏角从18°增加到24°时,失速迎角和最大升力系数都增大,缝翼偏角从25°增加到31°时,失速迎角增大,最大升力系数没有明显的变化.起飞构型前缘缝翼最佳缝道宽度为1.5％～2.0％,最佳缝道搭接量为1.0％左右;着陆构型缝翼最佳缝道宽度为2.0％～2.5％,最佳缝道搭接量为-1.0％～0％.最佳缝道宽度随缝翼偏角的增加呈现增大趋势.%Focusing the influence of high-lift configuration of an airplane on wing aerodynamic characteristics,an experiment is conducted in NH-2 low-speed wind tunnel over a swept constant chord half-model (SCCH)high-lift configuration of a civil aircraft.In this experiment,the Mach number is 0.2 and the Reynolds number is 1.85×106.The effect of salt deployment angle,gap and over-lap on efficiency of high-lift configuration is investigated.Based on the test results,best slat parameters of this model are obtained for both take-off and landing configurations.The results show that both the stall angle of at-tack and the maximum lift coefficient increase with the slat deployment angle increasing from 18°to 24°, and only the stall angle of attack increases while the maximum lift coefficient does not change obviouslywhen the angle increasing from 25°to 31°.The best slat gap width is from 1.5％ to 2.0％ for take-off configuration,while 2.0％ to 2.5％ for landing configuration.The best over-lap is around 1.0％ for take-off configuration,while -1 .0％ to 0％ for landing configuration.The best slat gap width presents increasing trend with the increase of the slat deployment angle.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(049)001【总页数】6页(P90-95)【关键词】民用飞机;增升装置;前缘缝翼;风洞试验;升力系数【作者】巴玉龙;张召明【作者单位】中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院,上海,201210;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.3飞机机翼的气动力设计，除了需要考虑高速巡航性能外，还需要在低速起降构型下，尽可能降低起飞和着陆速度，缩短滑跑距离，以最小的巡航性能损失来实现优秀的场域性能。

前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究

前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究杨茵;陈迎春;李栋【摘要】为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层.选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响.多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes 方程得到.分析结果得到;前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响,其中,主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加.%Effect of jet applied to the leading edge slat on the flowfield for multi-element airfoils were investigated to improve the high-lift aerodynamic performance of multi-element airfoils.The influences of key parameters, such as the jet flow rate and the speed of jet on the leading edge slat were studied.CFD method was adopted to analyze the effect of jet on the aerodynamic performance and the shear layer development behind the gap between slat and main element.Two dimensional unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes equations was solved by finite volume method to obtain two dimensional unsteady flowfield of multi-element airfoils.The results indicated that the slat trailing edge jet flow has significant effect on the pressure coefficient of each section of the multi-element airfoils and the maximum lift coefficient simultaneously.The maximum lift coefficient, the total maximum lift coefficient of main element, and the lift coefficients of slat and flap would increase with the jet momentum coefficient increases.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)002【总页数】9页(P220-228)【关键词】前缘缝翼;多段翼;喷流;最大升力系数;缝道【作者】杨茵;陈迎春;李栋【作者单位】西北工业大学航空学院流体系, 陕西西安 710072;中国商用飞机有限公司上海飞机设计研究院, 上海 201102;西北工业大学航空学院流体系, 陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211.3飞机在起飞和降落时，需要尽量降低飞行速度和缩短滑跑距离，因此需要具有较大的升力系数。

00 格栅翼组合体的超音速气动特性研究

万方数据密网格格栅翼 % 平板翼的阻力持性比较 ? $ @稀 %
在超音速下 ! 摩阻占阻力的份额很小 !
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第& (卷
主要是波阻 ! 从图 "中看出 # 对应于各翼组合体 # 斜置网格格栅翼组合体 $% & &的阻力系数高于稀网格格栅翼组合体 ’% 高于平板翼组合体 ,% 其原因就是格 ( (约 ) * " +# -约 . +! 栅翼的每一网格都有一组激波 # 其波阻随网格越密而越强 # 图 /的纹影照片可清晰地看到格栅翼后的激波网 !
格栅翼组合体的超音速气动特性研究
陈少松徐琴王福华赵润祥
南京理工大学动力工程学院 8 南京 " 7 ! ( ( 9 : ; 摘要介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况& 通过对两
种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析8 以及与平板翼翼身组合体气阐述了格栅翼的气动特性& 结果显示格栅翼的阻力比平板动力数据的比较 8 翼的大8 网格数越多阻力越大8 在 <= " 斜置密网格格栅翼的升力 > ? " ! (时 8 大于平板翼的升力 8 削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力 & 关键词格栅翼 8 气动力特性 8 风洞实验
9 实验结果与分析
9 " > 阻力特性 ? # @阻力特性随攻角和舵偏角的变化马赫数斜置密网格格栅翼组合体在各舵偏 &.$ ) * * + ,下 ! 角下的阻力系数 < 的变化曲线如图 : 所示 ! =随攻角 ( 其中! A为’ ./ $ * 1 ! B为’ ./ # * 1 ! C为’ .$ * 1 ! * 1 ! E 为 ’. * 1 " D 为 ’. # 可以看出 ! 阻力特性曲线随攻角都呈抛物线变化! 在不同的舵偏角下抛物线发生了偏转 ! 负舵偏角时向左偏转 ! 正舵偏角时向右偏转 " 时! 舵偏角 ( .* 1 的存在使得阻力系数增加 ! 舵偏角 &.$ ) * * + ,时 ! 从’ 增加到 F 阻力系数 < .* 1 ’ F .# * 1 ! 0 GH = 增加 #

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Key words: leading- edge slat ; mult-i element airfoil; aerodynamics performance; wind tunnel; aerodynamics force measurement; pressure measurement
0引言
18
实验流体力学
( 2007) 第 21 卷
洞最大风速可达 120m/ s。测力天平为三分量内式天平, 升力载荷为 600N, 阻力载荷为 100N, 俯仰力矩为 70N#m, 压力测量系统精度为 0. 05% 。
实验模型分为单段翼型和多段翼型两种。多段
翼型的前缘缝翼和后缘襟翼同时收回时, 模型成为干净翼( DS = 0, DF= 0) 。干净翼的展长 b 为 1. 6m, 弦长 c 为 1. 0m, 相对厚度为 16% 。多段翼型的构型如图 1, 模型组合状态如表 1 所示。
第 2期
惠增宏等: 带缝翼多段翼型气动特性的实验研究
19
如果迎角测量产生小的误差, 在坐标转换中, 翼型的法向力在阻力方向的分量将会导致大的阻力误差; 最后, 翼型的测力段与无测力段间的缝隙密封十分麻烦。而在翼型实验中采用测压法不但无上述问题, 同时测压法的显著优点是可以通过翼型的压力分布, 获得绕翼型流动的一些机理性的重要结果。
翼型是先进飞行器最重要的气动部件之一, 目前翼型的实际应用数据在很大程度上还有赖于风洞实验的结果[ 1-4] 。为了发展我国性能优良的飞行器, 开展翼型实验研究是很有必要的。笔者对单段翼型通过测力和测压两种实验方法的对比, 以探索翼型实验更为合理的方法, 在此基础上, 应用测压法对前缘缝
翼及其缝道流动特性、后缘襟翼缝道流动特性( 已在文献[ 5] 中给出) 对多段翼型气动特性的影响进行了实验研究。
中图分类号: V211. 7; V211. 74
文献标识码: A
Experimental investigation of aerodynamics performance of mult-i element airfoil with leading- edge slat
HUI Zeng- hong, ZHU Zhao- xia, ZHANG Li
2. 2. 1 前缘缝翼对翼型压力分布的影响
图 4 和图 5 分别为前缘缝翼在典型迎角下( A= 12b, 20b) 的翼面压力分布特性, 图中 Cp 为压力系数, x / c 为翼型弦向相对坐标。
图 4 前缘缝翼对翼型压力分布的影响( A= 12b) Fig. 4 Effect of l eading- edge slat on the preeesure distri bu-
单段翼型的展长和弦长分别与多段翼的干净翼
采用天平测量时, 测力模型的中央段与无测力的两段间的缝隙有三种状态。( 1) 两缝隙畅通( F1) ; ( 2) 两缝隙被胶纸粘贴呈密封状态( F2) ; ( 3) 两缝隙用特制柔性材料填充以密封两缝隙( F3) 。翼型测压时用 P 表示。
图 2 和图 3 为单段翼型天平测力和测压结果的比较。可以看出, 在测力实验中, 只要采用合理的缝隙密封, 在失速前测压方法( P) 的升力系数 CL、阻力系数 CD 都分别和测力方法( F3) 的结果十分一致。
surface pressure measuring method
如果不密封缝隙( F1) 或密封方法不合理( F2) , 都会使天平测力测量结果误差增大, 以致达到令人难以置信的程度( 见图 3 中 F2 曲线) 。
对上述结果的分析表明, 测压法和天平测力法均可用于翼型实验研究, 但天平在翼型测力中有一些缺点。首先是因翼型的升阻比较大( CL/ CD 高达 90 以上) , 天平设计时的升力和阻力的匹配较困难; 其次,
0
F
21b 0. 029 0. 020 0b
/
/
G
0b
/
/
0b
/
/
上表中 DS 和 DF 分别为前缘缝翼和后缘襟翼角度, ( O / L ) S 和( O / L) F 分别为缝翼和襟翼的搭接量, h 为缝翼缝道高度, ( GAP ) F 为襟翼缝道间隙, 各自定义见图 1。h、( O/ L ) S 、( GAP) F、( O / L) F 均为相对翼弦 c 的无因次数。笔者将具有 A 状态的翼型定义为普通翼型, D 状态的翼型定义为优化翼型。
第 21 卷第 2 期 2007 年 06 月
实验流体力学 Journal of Experiments in Fluid Mechanics
Vol. 21, No. 2 Jun. , 2007
文章编号: 1672- 9897( 2007) 02- 0017- 05
带缝翼多段翼型气动特性的实验研究X
( National Key Laboratory of Aerodynamics Design and Research, NWPU, Xi. an 710072, China)
Abstract: The comparative invest igat ion between the direct measuring method and surface pressure measurement method of the aerodynamics force on airfoil is performed in two- dimensional testing section of NF- 3 wind tunnel at Northwestern Polytechnical University; and the experimental investigation of aerodynamics performance of mult-i element airfoil with leading- edge slat is carried out . It is shown from result that two exper-i mental method is both able to used in experimental research on aerodynamics performance of airfoil and the gap width of leading- edge slat has great effects on high lift and aerodynamic efficiency. The highest lift coefficient of mult-i element with optimum gap width of leading- edge slat increases to 3. 900 from 2. 790 of mult-i element with general gap width of leading- edge slat ; Stall angle up to 31b from 8b.
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 CLmax可达 3. 900, 失速迎角 A 为 31b, 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 23b。
关键词: 缝翼缝道; 多段翼型; 气动特性; 风洞; 气动力测量; 压力测量
2. 1 单段翼型测力和测压结果的比较
A
26b 0. 024 -0. 050 35b 0. 021
0
B
26b 0. 010 -0. 035 35b 0. 021
0
C
26b 0. 020 -0. 040 35b 0. 021
0
D
26b 0. 009 -0. 009 35b 0. 021
0
E
0b
/
/
35b 0. 021
ti on of mult-i elment airfoil ( A= 12b)
图 5 前缘缝翼对翼型压力分布的影响( A= 20b) Fi g. 5 Effect of leadi ng-edge slat on preeesure distribution of
mult-i elment ai rfoil ( A= 20b)
图 1 多段翼型构型示意图
Table 1
表 1 模型组合状态
Fi g. 1
Parameters of mult-i element airfoil
Sketch of mult-i element airfoil
2 实验结果与分析
模型
DS
h ( O / L ) S DF ( GAP ) F ( O/ L ) F
1 实验设备与模型
实验是在西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室 NF- 3 低速风洞二元实验段内完成的, 实验段截面尺寸高 @ 宽 @ 长= 1. 6m @ 3m @ 8m, 空风
X 收稿日期: 2006-08- 07; 修订日期: 2006- 11-08 作者简介: 惠增宏( 1969- ) , 男, 陕西富平人, 高级工程师, 博士生. 研究方向: 风洞测量与控制.
测压时翼型的升力系数 CL 通过对翼型的压力系数分布进行数值积分和坐标转换得到, 根据动量法对测得的翼型尾迹总压进行数值积分获得翼型的阻力系数 CD, 实验雷诺数 Re= 3. 6 @ 106。
图 2 测力方法和测压方法翼型升力特性的比较 Fig. 2 Comparison of C L between direct measuring and
2. 2. 1. 1 无后缘襟翼时多段翼型压力分布特性
在中、小迎角下, 无前缘缝翼( 即干净翼 G) 和有前缘缝翼( F) 在 x / c> 0. 4 范围内的压力分布基本一致( 图 4) , 这就表明, 前缘缝翼本身的增升效果并不明显, 它主要推迟翼面边界层的分离, 在较大迎角下获得大的升力( 图 5 所示) , 干净翼( G) 整个上翼面的压力值几乎为常值, 表明整个翼面的边界层已完全分离, 致使升力骤然下降。而有前缘缝翼( F) 的上翼面的压力分布表明, 整个翼面的边界层仍未出现明显分离, 从而使翼型升力持续增大( 图 6) 。