锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究
车用锯齿型翅片散热器空气侧性能研究
１ 试 验 测试
散热器 试验 样件 传热 性能和 空气 流动 阻力性
齿 翅片 散热 器实物 。
热性 能较 好的翅 片 ， 董 其伍 等 对 应 用 较 为 广泛 的 百 叶窗式 散热翅 片进行 了研究 ［ ５ ］ ， Ｇｕ等 利用仿 真 和试 验相 结合 的方法对 比分 析 了板 翅 式换热 器锯 齿式 翅 片与平 直翅 片 的散 热 性 能［ ６ １ ］ ， Ｂ ｈ ｕ ｉ ｙ ａ ｎ等
析［ 引。
本 文对 广泛应 用 于车辆冷 却 系统 中的翅 片切
口长度 ４ ． ０ ｍｍ、 翅 片间距 ２ ． ０ ｍｍ 的锯齿 型换 热
器进行 仿真计 算 分 析其 传 热 性 能 ， 并 生 产样 件 进 行 实验 测试 与仿 真 结果 对 比 ， 验 证 仿 真结 果 的可 信度 。利用 数值模 拟 的方法研 究 改变翅 片切 口长 度及翅 片 间距对 换热器 传热 性能及 阻力 特性 的影
力增大约 １ ０ ０ ； 翅片间距 改为 １ ． ５ ｍ ｍ后， 表面传 热系数基本不 变， 阻力增加约 ５ Ｏ 。
关键 词 ：锯齿 型翅 片 ； 切 口长度 ； 翅 片 间距 ； 散 热性能
中图分类号 ： ＴＫ１ ２ ９ 文献 标识 码 ：Ａ
Ｕ 引 旨
在 能源利用 过程 中 ， 超过 ８ Ｏ 的 能源 都 需要 通 过传 热过程或 者通过 换热 器来 实现 ［ １ ］ 。换 热器
NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究
Modeling and Simulation 建模与仿真, 2021, 10(2), 578-585Published Online May 2021 in Hans. /journal/moshttps:///10.12677/mos.2021.102058NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究于永迪上海理工大学，上海收稿日期：2021年4月26日；录用日期：2021年5月17日；发布日期：2021年5月25日摘要以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。
关键词锯齿襟翼，气动性能，尾迹涡，数值计算，LiutexNumerical Investigation on AerodynamicPerformance of NACA0018 Airfoil Serrated Gurney FlapYongdi YuUniversity of Shanghai for Science and Technology, ShanghaiReceived: Apr. 26th, 2021; accepted: May 17th, 2021; published: May 25th, 2021AbstractWith NACA0018 airfoil as the basic airfoil, three kinds of serrated Gurneyflap with different angles of 30˚, 60˚ and 90˚ and different depths of d/h = 0.6, 0.8 and 1 were selected to study the effects of于永迪the serrated geometrical parameters on the aerodynamic performance of the airfoil. At the same time, the performance of the serrated Gurneyflap under different Reynolds numbers was studied by changing the inlet velocity. The results show that the angle of the serrated flaps has little effect on the aerodynamic performance of the airfoil. With the increase of sawtooth depth, the lift-drag ratio of airfoil decreases. With the increase of Reynolds number, the airfoil lift increases gradually and the drag decreases gradually, but the increase rate slows down. When the sawtooth is opened on the Gurney flap, the original tubular vortex structure which falls off alternately after the Gur-ney flap passes through the serrated gap and forms a convective vortex, which is mixed with the inherent shedding vortex of the Gurney flap to form a broken small structure, which weakens the wake flow instability and reduces the airfoil resistance. The concentration region of vortex core gradually moves forward near the flap, and the mixing and dissipation of vortex are faster. KeywordsSerrated Gurney Flap, Aerodynamic Performance, Wake Vortex, Numerical Computation,LiutexThis work is licensed under the Creative Commons Attribution International License (CC BY 4.0)./licenses/by/4.0/1. 引言近些年来，利用垂直轴风力机(VAWT)捕捉低速和复杂的城市地区风能，是风能利用技术的研究热点之一。
Gurney襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟
Ｉｏ＇ ａ ｅｌ ｅ Ｓ Ａ ｔｌ ｕ ｅ ｃ ｎ ｒ ｅ ｔ ｅ ｍｔ — ｕ ＇ ｌｎ ｅｍｏ ｅ ｏｔ ｉ ｉ ｏｌ ｂ ｄ ｌｔ ｈ ｓａｒ ｉ．Ａｎ ｈ ｎ ｎ ｍｅ ｉａ ｉ ｌｔ Ｉ ｒ ａｒｅ ｕ ｆ ｒＮ Ａ０ １ ｅｏ ｏｌ ｎ ｄ ￣ ｆ ｄｔｅ ｕ ｒｃ ｌ ｍｕ ａｉ ｌ ａ ｅ ｃ ｒｉｄ ｏ ｔ ｏ ＡＣ ｏ ５ ａ ｒ ｆ ｉ ｉ ｏ ｉ ． ｓ ＯＳ
ｅｌ ｎｗｔ ｉｅｅｔ ｅ ｈ Ｇ ｒｅ ａ ，ｈ ｅｇｔ ｆｈ ｆ ｐｉｒｓｅｔ ｅ ％ｃ２ ｎ ４ （ ｈｒ ， ｔ ｏ ｂａｅ ， ｎ ａｏ ｉ ｄ ｒｎ ｉ ｔｆ ｕｎｙｆ ｐ ｔｅｈｉ ｔｅ ａ ｐｃｉ ｌ １ ．％ｃ ｄ ％ｃ ｃｏｄｌ ｌｈ ｆ ｌ ） ａｄ ｉ ｈ ｆ ｈｇ ｏ ｌ ｈｏ ｌ ｓｅ ｖｙ ａ ｅｇ ｄ
摘
要 ： 首先基 于湍流模 型对数 值计算结 果的影 响 ， 分别 采用 Ｓａａｔ ｌ ａａ （ － 和 Ｓ Ｔｋｃ ｐｌｒＡｌ ｒｓ ＳＡ） Ｓ － — ｍ ｏ两种湍 流模型对 Ｎ － Ａ
Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究
０ 引 言
最 早开 展 Ｇ ｍｅ 襟 翼 增 升 研究 的是 麦 道航 空 公 ｕ ｙ
因此在 双 三角翼模 型上 进行 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟翼 增 升 实 验研 究具有 更 重要 的应用 背 景 。本 文 以 ７ 。４ 。 三 角翼 ０／ ０双 为实 验模 型 ， 究 Ｇ ｍｅ 研 ｕ ｙ襟翼 的形 状 、 寸等 对 增 升 尺
双 三角 翼更 接近 于现 代 战斗机 的平 面布 局形 状 。
・
垂 直 于翼 面 。
机翼 的力 和力 矩 是 用 一 台 内置 六 分 量 杆 式 应 变
Байду номын сангаас
天平 测定 的 ， 角和侧 滑 角通 过风 洞 的攻 角机 构 和侧 攻 滑 角 机 构 给定 ， 误 差 可 控 制 在 ０ ０ 。 内。 验 攻 其 ． ５之 实
形 状对翼 型 增 升 效 果 的 影 响 ， 入 了锯 齿 型 Ｇ ｍｅ 引 ｕ ｙ 襟 翼 。Ｖｊ ｎ等 ［ ， １ ｉｅ ｇ １ １ 对锯 齿 型 Ｇ ｍｅ ４５ ｕ ｙ襟翼 进 行 了 进
一
不 均 匀 度 ＜３ ％。实 验 模 型 为 ７ 。４ 。 三 角 翼 （ ０／ ０ 双 图
１ 。模 型 由硬铝 合 金 平 板 加 工 而 成 ， ３ ｍ， 后缘 ） 厚 ｍ 除 外， 所有 边缘 均 为 ６ 。 称倒 角 。 ０对 实验 中共采用 了平板 型 和斜 板 型 两 种 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟
翼上 进 行 了 的 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟 翼 实 验 进 一 步 表 明 ， ｕ ｙ Ｇ ｍｅ
场 品质 较好 ， 流度 ｅ＜０ ３ ， 型 安 装 区 内的 速 压 湍 ．％ 模
仿灰鲭鲨尾鳍襟翼的翼型气动性能数值研究
仿灰鲭鲨尾鳍襟翼的翼型气动性能数值研究
苏顺龙;叶学民;吴英明;李春曦
【期刊名称】《动力工程学报》
【年(卷),期】2024(44)6
【摘要】为进一步提高翼型的气动性能,基于灰鲭鲨尾鳍上尾叉型线结构,提出一种仿生襟翼结构。
利用SST k-ω湍流模型模拟仿生翼型的气动性能和内流特征,分析了仿生襟翼相对位置和角度的影响,得到了气动性能最优的仿生襟翼翼型,并将其与格尼襟翼进行对比。
结果表明:安装仿生襟翼后,翼型升阻比较原翼型显著提高;当襟翼相对高度不变时,减小襟翼安装角和增大襟翼与尾缘间的距离均导致翼型失速提前;安装角为45°且逆流向安装在尾缘处的仿生襟翼翼型气动性能最优,其升力系数较格尼襟翼翼型在失速前平均提高5.9%;安装仿生襟翼后流场结构更复杂,流场内涡的位置、数量及大小均有所改变。
【总页数】10页(P895-904)
【作者】苏顺龙;叶学民;吴英明;李春曦
【作者单位】华北电力大学河北省低碳高效发电技术重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】TK83
【相关文献】
1.格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究
2.Gurney襟翼对圆弧板翼型气动性能影响的数值模拟
3.NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究
4.带Gurney襟翼翼型改型的气动性能的数值研究
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垂直轴风力机尾缘开裂襟翼气动性能及其偏转角调节规律
第51卷第4期2020年4月中南大学学报(自然科学版)Journal of Central South University (Science and Technology)V ol.51No.4Apr.2020垂直轴风力机尾缘开裂襟翼气动性能及其偏转角调节规律张立军，顾嘉伟，朱怀宝，胡阔亮，江奕佳，缪俊杰，王旱祥，刘静(中国石油大学(华东)机电工程学院，山东青岛，266580)摘要：为提高垂直轴风力机的气动性能，提出在小型3叶片垂直轴风力机叶片尾缘加装开裂襟翼的设计方案。
首先，根据CFD 数值模拟和正交设计得到偏转角对风力机气动性能影响最大；然后，进一步分析了叶尖速比分别为1.5和2.5时襟翼偏转角对风力机气动性能的影响和增升机理；最后，提出了襟翼偏转角调节规律。
研究结果表明：襟翼的较优参数组合为长度l =20%c 、偏转角β=10°和布置位置t =90%c 。
当叶尖速比T SR 分别为1.5和2.5时，较小的襟翼偏转角(0°<β<10°)能提升叶片平均切向力系数C Tavg ，其中，襟翼偏转角β=10°时，风力机的风能利用率C P 分别提升了7.7%和4.6%；与原型风力机相比，应用襟翼偏转角调节规律后，风能利用率C P 分别提升12.4%和10.4%。
关键词：垂直轴风力机；开裂襟翼；正交设计；气动性能；调节规律中图分类号：TK83文献标志码：A开放科学(资源服务)标识码(OSID)文章编号：1672-7207（2020）04-0931-13Aerodynamic performance on the trailing edge split flap andregulation law of deflection angle of V AWTZHANG Lijun,GU Jiawei,ZHU Huaibao,HU Kuoliang,JIANG Yijia,MIAO Junjie,WANG Hanxiang,LIU Jing(College of Mechanical and Electronic Engineering,China University of Petroleum,Qingdao 266580,China)Abstract:In order to improve the aerodynamic performance of vertical-axis wind turbine (V AWT),a design scheme for adding a split flap on the trailing edge of the small 3-blade V AWT was proposed.Firstly,by using CFD numerical simulation and orthogonal design method,it was found that the deflection angle had the greatest influence on the aerodynamic performance of wind turbine.Secondly,the influences of the flap deflection angle on the aerodynamic performance of the wind turbine and the increasing mechanism of lift were analyzed when the tip speed ratio was 1.5and 2.5respectively.Finally,the regulation law of the flap deflection angle was proposed.The results show that the optimal length (l )is 20%c ,optimal deflection angle (β)is 10°and optimal arrangement position (t )is 90%c .When tip speed ratio (T SR )is 1.5and 2.5respectively,the smaller fixed deflection angle (0°<β<10°)can increase the average tangential force coefficient of the blade.The output power coefficient (C P )increases by 7.7%and 4.6%respectively when deflection angle is 10°.By using the regulation law of flapDOI:10.11817/j.issn.1672-7207.2020.04.008收稿日期：2019−08−12；修回日期：2019−10−20基金项目(Foundation item)：国家自然科学基金资助项目(51707204）；中央高校基本科研业务专项资助项目(17CX05021)(Project(51707204)supported by the National Natural Science Foundation of China;Project(17CX05021)supported by the Fundamental Research Funds for the Central Universities)通信作者：张立军，博士，教授，从事可再生能源技术和绿色装备制造研究；E-mail:******************.cn第51卷中南大学学报(自然科学版)deflection angle,the output power coefficient increases by12.4%and10.4%respectively compared with that ofthe prototype wind turbine.Key words:vertical-axis wind turbine(V AWT);split flap;orthogonal design;aerodynamic performance; regulation law风力发电机按照主轴相对于地面的安装位置可分为水平轴风力机和垂直轴风力机。
锯齿形尾缘喷嘴气动声学实验及数值分析
摘 要： 为 了研 究在低马赫数 Ｍａ ＝ ０ ． １ ２ 条 件下锯齿形 喷嘴射流气动 声学特 性 ， 对多种参数 的锯 齿形喷嘴射流速 度
剪 切 层 外 区域 进 行 声 压 近 场 测 量 和 远 场 测 量 。根 据 近 场 和 远 场 的 测 量 结 果 ， 分 析 声压 从近 场 向远 场 发 展 的趋 势 。 结
合射流场数值齿形尾 缘喷嘴的湍流性能与近远场声压之问 的
关 系 。分 析 表 明 ， 在相同渗透度下， 随着 齿 数 的增 加 ， 噪 声 总 声 压 级 在 整 个 指 向范 围有 明显 的 降低 。在 相 同齿 数 下 ， 随
渗透度的增加， 锯齿形喷嘴降低低频噪声， 增加高频噪声， 呈现 明显 的指 向性分布特点。 关键词：声学 ； 锯齿形尾缘喷嘴； 射流 ； 数值模拟 ； 湍动 能
ＧＵＯ Ｊ ｉ ｎ－ ｚ ｈ ｉ， ＯＵ Ｙ ＡＮ Ｇ Ｈ ｕ ａ Ｔ Ｉ ＡＮ Ｊ ｉ ｅ Ｗ Ｕ Ｉ ｒ ａ — ｄ ｏ ｎ ｇ ， ＤＵ Ｚｈａ ｏ－ ｈｕ ｉ
（ Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ，Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ Ｊ ｉ ａ ｏ ｔ ｏ ｎ ｇ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ，Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ ０ ２ ４ ０ ，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
中图 分 类 号 ： Ｖ２ ３ １ ． ３ 文献标识码： Ａ Ｄ ＯＩ 编码 ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ６ — １ ３ ３ ５ ． ２ ０ １ ３ ． ０ ５ ． ０ ４ ４
三角翼Gurney襟翼增升实验研究
三角翼Gurney襟翼增升实验研究
李亚臣;王晋军
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2002(020)004
【摘要】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.
【总页数】6页(P388-393)
【作者】李亚臣;王晋军
【作者单位】北京航空航天大学流体力学研究所,北京,100083;北京航空航天大学流体力学研究所,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究 [J], 李亚臣;王晋军;张攀峰
2.Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究 [J], 王晋军;李亚臣
3.Gurney襟翼对大后掠三角翼气动特性影响的实验研究 [J], 展京霞;王晋军;李亚臣
4.超临界翼型Gurney襟翼增升实验研究 [J], 李亚臣;王晋军;樊建超;张林
5.Gurney襟翼增升效应数值模拟 [J], 李荣鑫;朱晓军;章越超
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锯齿型翅片内不同温区氦气流动与传热性能对比及节距对翅片性能影响的研究
锯齿型翅片内不同温区氦气流动与传热性能对比及节距对翅片性能影响的研究邹中宇;张启勇;朱志刚;杨鹏程;罗浩【期刊名称】《真空与低温》【年(卷),期】2024(30)3【摘要】为分析板翅式换热器在低温工况下的流动换热性能与常温工况下的差异和翅片节距对其性能影响,建立氦气在锯齿翅片通道内流动与传热的数值模型,开展数值模拟分析。
结果表明:低温氦气在锯齿型翅片通道内的传热性能优于常温氦气。
在氦气入口温度为20 K时,j因子比300 K时提升1.1%~55.9%,比77 K时提升0.41%~13.01%;在氦气入口温度为77 K时,j因子比300 K时提升0.53%~38.47%。
低温氦气在锯齿型翅片通道内的流动性能比常温氦气差。
在氦气入口温度为20 K时,f因子比300 K时高16.84%~28.87%,比77 K时高3.98%~23.19%。
翅片节距大小在不同温区下对翅片流动与传热性能均有显著影响。
在不同温区下,j因子随着翅片节距增大而减小,f因子随着翅片节距减小而增大。
低雷诺数时,JF因子随着翅片节距减小而增大,而高雷诺数时则出现相反的趋势。
【总页数】8页(P274-281)【作者】邹中宇;张启勇;朱志刚;杨鹏程;罗浩【作者单位】中国科学院合肥物质科学研究院;中国科学技术大学【正文语种】中文【中图分类】TB61.1【相关文献】1.不同流动角度下锯齿型错列翅片性能的试验研究2.板翅式热交换器平直翅片流动与传热性能试验研究3.翅片打孔对板翅式换热器传热性能和流场影响4.纵向节距对锯齿螺旋翅片换热管特性影响的试验研究5.MONOBRAZE单层翅片箔与三层复合翅片箔耐腐蚀性能对比研究因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
飞行器翼型气动性能研究
飞行器翼型气动性能研究伴随人类科技和工业的快速发展，飞行器的设计和制造也在不断的进步和改良。
而在飞行器中，翼型作为飞行器的核心部件之一，扮演着至关重要的角色。
翼型的气动性能直接关系到飞行器的飞行性能和安全性能。
因此翼型的气动性能研究成为了飞行器研发和制造的重要内容之一。
翼型的气动性能研究是基于流体动力学的理论基础进行的。
流体动力学是物理学和工程学的一个交叉学科，它涉及了流体的力学、热和质量传递等学科，是翼型气动性能研究领域的核心理论。
在翼型气动性能研究中，通常会通过计算流体力学仿真或风洞实验来获得翼型的气动力系数和气动特性。
翼型气动力系数指的是在不同的流场条件下，翼型所受到的气动力和翼型的特性系数的综合表现。
翼型的特性系数包括了升力系数、阻力系数和矩系数。
升力系数是指单位翼展上升力的大小，它是翼型升力产生能力的重要指标。
阻力系数是指单位翼展的飞行阻力大小，它是翼型阻力产生能力的重要指标。
矩系数是指单位翼展的弯矩大小，它是翼型稳定性和控制性的重要指标。
这些特性系数的获得可以通过计算流体力学仿真和风洞实验等方法进行。
计算流体力学仿真是一种基于计算机数值模拟的方法，可以模拟翼型在不同流场条件下的气动性能和气动力系数。
它通过离散化的控制方程求解方法来模拟流场，在数值计算上具有高精度和高效率的优点。
同时，计算流体力学仿真还可以在短时间内对数百种气动特性进行分析和处理，为翼型设计和优化提供了重要的理论基础。
风洞实验是一种基于物理实验的方法，可以通过实际测量得到翼型在不同流场条件下的气动力系数和气动特性。
风洞实验通常利用各种尺度大小的模型，在不同速度下进行测试，获得翼型的运动状态和流场状态，并通过实验数据进行分析和处理。
虽然风洞实验具有高度的可靠性和准确性，但它的实验时间和成本较高，相对来说比较耗时和昂贵。
无论是计算流体力学仿真还是风洞实验，都需要建立翼型模型和流场模型，以便对翼型的气动性能进行计算和测试。
翼型模型通常基于CAD软件设计制造，在模型制造过程中需要考虑翼型的真实尺寸和特性系数的精度。
锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究
锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究许影博;李晓东【摘要】Trailing edge noise, which is generated by the interaction of turbulence boundary layer and trailing edge, is the dominant componentof airfoil self-noise. In last decade, many contributions have been made to the development of the theory, numerical simulation and experiment ofthe trailing edge noise. However, much effort is still required to advance understanding of the noise generation mechanism and for the suppression strategies. In this paper, some experimental research has been done on suppressing the airfoil noise by serrated trailing edge. The experiments are all carried out in the low-speed open jet wind tunnel, which is in the anechoic chamber. The study is focused on the influence of the angle of attack of the airfoil on the far field noise and the airfoil surface pressure. The far-field measurement shows that the serrated trailing edge is an alternative way to reduce the airfoil noise, especially for the low frequency component. Moreover, it is revealed that the noise reduction is related to the number and the shape of sawtooth. Meanwhile, the surface measurement shows a little change of the surface pressure in the cases with the different serrated trailing edge in present.%翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展.本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响.实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果；而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关.附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2012(030)001【总页数】5页(P120-124)【关键词】尾缘噪声;锯齿型尾缘;远声场;翼型表面动态压力【作者】许影博;李晓东【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】TK830 引言在先进的翼型设计中翼型尾缘形状对翼型的气动特性有重要的影响。
不同格尼襟翼参数对潮流能水轮机翼型水动力学特性影响研究
oun
保角变换法对翼型进行参数化建模,从而改善原有翼
Yo
s
r
a等 研究了格尼襟翼对 NACA 4412 翼型性能
的影响,结果表明:随着格尼襟翼高度的不断增加,翼
[ ]
型的升力系数和升阻比。Sh
i等 12 结合座头鲸鳍的前
缘结节来改善水轮机叶片的翼型结构,结果表明:前缘
型的升力系数会逐渐增大,但同时阻力系数也会略有
andongPr
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2019GGX103012)
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收稿日期:
2022
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06;修订日期:
2023
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作者简介:刘永辉(
1978—
),男,研究员,主要从事海洋机电装备仪器研发和海洋可再生能源开发研究工作。E
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满足试验要求。水槽试验装置及模型如图 4 所示。试
验模型与数值模型一致,均采用弦长 300 mm,展长为
260 mm 的翼型段。当水槽来流速度为1
.0 m/s时,对
不同攻角下基础翼型段进行试验,通过三向力测量仪
测量基础翼型段的升力和阻力。
前、后面为对称面边界条件,上、下面和翼型表面为无
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hGF.)
图1 基础翼型段和加装 GF 翼型段的几何参数
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格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究
（ｃｏｌｆ ｎｒ ｏｅ ａｄＭ ｃａｉ ｌ ｎｉ ｅｎ ，ｏｈＣｉ ｌ ｔ ｏ ｅ Ｕ ｉ ｒｔ Ｂｉ ｇ１２０ ，ｈ ａ Ｓｈｏ ｏＥ ｅ ｙＰｗ ｒ ｎ ｅｈｎ ａ Ｅｇ ｅｒ ｇＮ ａ ｈ ａ ｅ ｒ Ｐｗｒ ｎ ｅ ｉ ，ｅｉ ２６Ｃｉ ） ｇ ｃ ｎ ｉ ｎ Ｅ ｃｉ ｃ ｖ ｓｙ ｊ ０ ｎ ｎ
关键词 ： 尼襟 翼； 格 数值模拟 ； 增升原理 ； 边界条件 ； 湍流模 型
分 类 号 ：Ｋ ３ Ｔ ８ 文献标识码 ： Ａ 文章 编 号 ：０ １５ ８ （０ ２ ０ － ４ －３ １０ －８ ４ ２ １ ）４０ １ ２ ０
Ｎｕ ｒ ａ ｎ ｅｔ ａｉｎ ｏ ｅＥ ｅｔｏ ｒｅ ｌｐ ｏ ｒ ｉ Ａｅｏ ｙ ａ ｃ ｅ ｏｍａ ｃ ｍｅｉ ｌＩｖｓｉ ｔ ｆ ｈ ｆ ｃ ｆＧｕｎ ｙＦａ ｎＡｉｏｌ ｒｄ ｎ ｍｉｓＰ ｒ ｒ ｎ ｅ ｃ ｇ ｏ ｔ ｆ ｆ
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基于鸮翼特征的曲线形尾缘锯齿翼型气动噪声研究
基于鸮翼特征的曲线形尾缘锯齿翼型气动噪声研究
陈坤;冯文慧;张智杰;郝振华;赵鹤;穆耶赛尔·麦提喀斯木
【期刊名称】《太阳能学报》
【年(卷),期】2024(45)4
【摘要】受到鸮类“静音飞行”的启发,将猫头鹰羽毛特有的曲线锯齿结构应用到三角形锯齿齿边,设计曲线形尾缘锯齿翼型,探究仿生锯齿结构的降噪潜力。
以NACA0018翼型为原型翼型,通过大涡模拟(LES)与FW-H声类比方程相结合的方法,分析原型翼型、仿生曲线形锯齿尾缘翼型和传统三角形锯齿尾缘翼型的气动声学特性。
结果表明,仿生曲线形锯齿尾缘翼型在声指向分布的所有方位角的总声压级均有降低,相比于传统的三角形锯齿尾缘翼型,噪声值最高能降低3.77 dB。
压力脉动云图和流向速度的湍流波动分布结果表明,仿生曲线形锯齿可有效抑制尾缘附近的压力脉动,显著减小齿中部的湍流波动,从而降低翼型的气动噪声。
【总页数】8页(P272-279)
【作者】陈坤;冯文慧;张智杰;郝振华;赵鹤;穆耶赛尔·麦提喀斯木
【作者单位】新疆大学机械工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TK83
【相关文献】
1.锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究
2.叶片几何参数对倾斜锯齿尾缘叶片气动及噪声特性的影响研究
3.弧形锯齿尾缘对叶片气动噪声影响及机理的研究
4.锯齿尾缘
DU91-W2-250风力机翼型气动及噪声特性分析5.S型翼缝与尾缘襟翼联合控制风力机翼型气动性能的研究
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特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性
特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性崔钊; 谢强; 张华; 韩东; 李建波【期刊名称】《《空气动力学学报》》【年(卷),期】2019(037)006【总页数】7页(P908-914)【关键词】临近空间; 火星; 格尼襟翼; 低雷诺数; 跨声速流动; 气动特性; 数值计算【作者】崔钊; 谢强; 张华; 韩东; 李建波【作者单位】中国飞行试验研究院飞机所陕西西安 710089; 南京航空航天大学航空学院江苏南京 210016【正文语种】中文【中图分类】V211.40 引言临近空间通常指距地面20～100 km的空域，高度介于航天空间和航空空间之间。
军事需求牵引和技术发展推动，使临近空间成为了当今航空航天发达国家的研究热点[1]。
相比轨道卫星或常规航空飞行器，部署在该空域的临近空间飞行器具有优于卫星的对地观测分辨率和电子对抗效果，在通信中继距离和侦察视场范围等方面则优于飞机，因此具有独特的优势。
作为一种新型平台，临近空间飞行器[2-3]不仅是卫星和飞机的补充，更代表了一个新技术领域的广阔前景。
目前各航空大国先后在临近空间飞行器领域投入了大量的科研力量。
虽然临近空间飞行器的应用前景十分广阔，但临近空间大气稀薄、大气压强很低、辐射水平高、低温并存在持续的风场，这些特有的环境因素增大了研制的技术难度。
仅就空气动力学特性而言，临近空间飞行器也面临着与常规飞行器截然不同的气动环境。
临近空间大气密度很低，要保持足够的升力需要足够大的翼面积和飞行速度；而临近空间的声速却低于海平面，因此临近空间飞行器往往处于雷诺数很低、马赫数却较大的气动环境中。
尤其是升力型低动态临近空间飞行器，首先面临低雷诺数和高马赫数的特殊气动问题。
与临近空间飞行器气动问题类似的还有火星探测飞行器[4-7]。
火星探测飞行器是一种专用于火星表面探测的近地飞行器。
火星表面地形复杂，地表凹凸不平且布满沙坑和碎石，严重影响了火星探测车的行进和展开，“机遇号”和“勇气号”火星车都曾为沙坑所陷。
锯齿尾缘对翼型气动性能影响的数值模拟研究_张学迅
处分 离 发生 在 小攻 角情 况 下时 , 锯 齿尾缘 减小 了阻 力 , 锯 齿尾 缘 下游 出现 的沿 流 向的 涡结构 对尾 缘 处 的边 界 层和 尾迹 的发 展 产 生有 利 的 影响 , 导致 压差 阻力 的 下降 囚 。前 人 的研 究专 注 降 噪方 面 , 对 厂
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关键 词
锯 齿尾缘
气 动特性
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中图 分类号
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收稿 日期 〕 一一 川 修 订 日期 一一 作者 简介 张 学迅 洲 , 男 , 河北 石家 庄人 , 硕士研 究生 , 主要 从 事风 力机 叶片气 动性 能研 究
5 期
张学迅等 锯齿尾缘对翼型气动性能影响的数值模拟研究
尾缘 锯 齿对 翼 型和 叶片气 动性 能影 响 的研 究还 没有
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卷第
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工 程 热 物 理 学 报
襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究
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大气工程中新型翼型的气动性能研究
大气工程中新型翼型的气动性能研究近年来，大气工程领域的研究取得了许多重要的突破，其中翼型的气动性能研究功不可没。
翼型作为大气工程中的重要组成部分，对飞行器的飞行性能影响深远。
本文将探讨大气工程中新型翼型的气动性能研究。
首先，我们需要明确什么是翼型的气动性能。
翼型的气动性能研究主要关注以下几个方面：升力和阻力的关系、横流力和俯仰力的大小、气动中心的位置等。
通过深入研究这些参数，可以对翼型的性能进行评估，并优化设计。
在大气工程领域，传统的翼型设计主要基于常用的对称翼型、非对称翼型和薄翼型。
然而，随着科学技术的不断进步，研究人员开始探索新型翼型的应用。
新型翼型的设计往往基于更加精确的气动分析模型和计算方法，可以更好地满足实际工程需求。
值得一提的是，新型翼型的气动性能研究并不仅仅局限于实验领域，计算流体力学（CFD）的发展也为这一领域带来了革命性的变化。
利用CFD技术，研究人员可以更加准确地模拟和分析不同翼型在不同工况下的气动性能，从而为大气工程的设计和优化提供重要的参考依据。
另一方面，新型翼型的气动性能研究也涉及到一些前沿的理论和技术。
比如，人们已经开始关注有关表面涂层对翼型气动性能的影响。
据研究人员介绍，通过选择合适的材料和涂层，在翼型表面形成细小的纳米颗粒或纳米气泡，可以显著降低翼型的阻力，并提高升力。
这一发现在大气工程领域具有重要的意义，可以为节能减排和环境保护提供新的思路和途径。
此外，新型翼型的气动性能研究还涉及到智能材料的应用。
通过运用智能材料制造翼型，可以在不同飞行状态下实现形状的变化，从而提高飞行器的机动性能和稳定性。
这种智能材料可以通过外部控制或自适应响应来实现形状的调节，为大气工程领域带来了更多的可能性。
值得一提的是，新型翼型的气动性能研究在实际工程中已经开始应用。
比如，在风力发电领域，新型翼型的设计和优化对提高风力发电机组的发电效率至关重要。
通过对不同翼型的气动性能进行研究，可以选择最适合的翼型，从而提高风力发电机组的功率输出。
襟翼翼型位置对气动性能的影响研究
襟翼翼型位置对气动性能的影响研究缪维跑;李春;聂佳斌;吴攀【摘要】对NACA0012两段式襟翼翼型进行了数值模拟,通过弦线变换得到了襟翼摆角与攻角的关系,发现了襟翼翼型在静态条件下由摆角引起的攻角迁移现象,并解释了该现象的流动机理.计算了7种不同摆角襟翼在不同攻角下的气动性能,得到了襟翼摆角导致的翼型尾迹流场变化情况,并与实验值及Xfoil软件计算值对比以验证计算的准确性.结果表明,随襟翼摆角增大,有效攻角范围减小,翼型攻角产生迁移,受力亦发生变化.结果为进一步开展襟翼翼型的摆角控制策略研究提供了参考.【期刊名称】《能源研究与信息》【年(卷),期】2015(031)004【总页数】5页(P242-246)【关键词】数值模拟;襟翼;翼型;攻角【作者】缪维跑;李春;聂佳斌;吴攀【作者单位】上海理工大学能源与动力工程学院/上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院/上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院/上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院/上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海200093【正文语种】中文【中图分类】TK89与水平轴和阻力型风力机相比,垂直轴风力机具有叶片设计简单、对风向不敏感等优点.但现有的垂直轴风力机与水平轴风力机相比效率相对较低,因此有必要对其进行进一步的研究,通过各种机械和控制方法提高其效率[1].而在翼型后部开槽或者采用襟翼是提高和改善整个翼型的空气动力学性能的主要技术方法[2].国内外许多学者均对带有襟翼翼型的气动性能进行了相关研究,并得到了一些理论和实验结果.文献[3-4]的研究表明,安装襟翼的风力机叶片能有效提高风能利用系数.文献[5]测试了尾缘处安装有不同高度和安装角的襟翼翼型,结果发现,叶片加装襟翼不仅能有效增加翼型的升力,且在襟翼高度相同的条件下,安装角为90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield[6]通过实验证明:不同几何形状的襟翼可减少风力机叶片流动分离,提高效率.研究表明,合理的襟翼结构和对其采取的控制方法将改善和提高风力机气动性能,但单纯的固定式襟翼不适用于攻角变化大的垂直轴风力机,且随尖速比增加无法持续提高其气动性能,而分段式襟翼能显著改善翼型背风处的流动使其在大攻角下的分离区减小[7-8].上述研究均表明采用襟翼结构的翼型会改变翼型的攻角,而攻角又是影响翼型气动性能的重要参数.因此有必要研究因襟翼翼型摆角引起的攻角变化.本文以NACA0012翼型作为基本翼型,对襟翼摆角引起的攻角变化情况进行研究与分析.因风力机运行于低雷诺数Re下,故流场计算采用黏性不可压缩N-S方程,即本文采用Spalart-Allmaras湍流模型,该模型计算逆向压力梯度问题时具有较高准确度且速度快、易收敛[9].两段式翼型如图1所示,图中:C为翼型弦长;θ为襟翼摆角.采用NACA0012对称翼型,以弦长1/4处的襟缝为界将翼型分为主翼及襟翼,出于结构考虑将襟缝宽度设为C/30[1].计算域划分如图2所示.进口为半圆形区域,距叶片尾缘10倍弦长,上、下表面距离叶片均为10倍弦长,三者边界条件均为速度进口,来流速度V=10 m·s-1;出口距叶片尾缘20倍弦长,以保证尾流发展充分,减少边界对其影响;边界条件设为压力出口,且表压为0 kPa;翼型上、下表面均设为无滑移壁面.流体介质为空气,密度为1.225 kg·m-3,马赫数Ma=0.03,雷诺数Re=6.85×105,μ=1.789 4×10-5kg·m-1·s-1. 图3为襟翼摆角θ分别为0°、10°和20°时的网格分布.采用结构化网格,根据标准壁面函数法划分边界层网格,叶片壁面处y+控制在0.9～9.5,以满足黏流计算对壁面网格的要求[10],网格数约为18.5万.本文共计算了7种不同摆角时的翼型气动性能,限于篇幅仅给出其中3种摆角时的网格分布.对θ=0°的翼型网格进行无关性验证:当网格数为18.5万时,俯仰力矩系数Cm=-0.778;当对网格加密至21.2万时,俯仰力矩系数保持为Cm=-0.777.可知,当网格数大于18.5万时,计算结果与网格数无关,因此本文计算网格均采用总数为18.5万的网格.为验证流场求解精度、网格质量、湍流模型选取及边界条件设置的准确性,将使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil软件计算结果[11]及实验数据[12]进行对比. 图4为Re=6.85×105时,翼型升力、阻力系数实验数据、Xfoil软件及CFD软件计算结果对比,图中:Cl为升力系数;Cd为阻力系数;α为攻角.由图可知:失速前三者的升力、阻力系数均相近,误差小于5%;但失速后Xfoil和CFD软件计算结果与实验数据对比误差较大,即CFD和Xfoil软件的计算结果在失速前攻角范围(即有效攻角)内具有较高的计算精度.计算条件相同、襟翼摆角不同时流场流线分布如图5所示.当θ=0°时,随攻角增大在尾缘处产生流动分离,分离点逐渐向前缘移动且分离范围逐渐扩大,导致气动性能下降.这与原NACA0012翼型的计算和实验结果吻合,也与文献[13]的结果一致.当12°<α<16°时,翼型产生尾缘涡并逐步向前发展,最后完全失速.因此,θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范围为-16°<α<16°.而对于θ=10°的襟翼翼型,在α<-12°时失速分离区域前移至翼型背风面,α<-15°时完全失速,其有效攻角范围为-14°<α<16°.图6为不同摆角襟翼完全失速时的流线.由图可看出,不同摆角出现的完全失速攻角亦不尽相同:对于正攻角,所有摆角的失速攻角均为α=17°;而负攻角的失速攻角随翼型摆角增大而减小.因此,随襟翼摆角增大,翼型的有效攻角范围持续缩小,负攻角完全失速趋势愈加明显.θ分别为0°、10°、20°、30°时的升力系数如图7所示.随着摆角增大,翼型有效攻角的升力系数向右下方移动.对比θ=20°时的最大升力系数对应的攻角与θ=0°时相同升力系数的攻角可知,θ=20°时攻角右移约6°,而θ=30°时攻角右移约8°.也就是说处于不同位置的襟翼,改变了整体翼型的攻角,增加了有效攻角范围.最大升力系数对应的攻角在原有翼型基础上有较大的增加,攻角产生了正迁移.同理,对于负攻角则产生了负迁移.此现象可由图8所示的弦线变化示意图解释,图中α′为攻角迁移量.当摆角变化时,翼型所对应的弦长亦发生变化,而攻角的定义为翼型弦长与来流风速的夹角.因此,欲达到相同升力系数则需增大攻角,从而使得升力系数在增加摆角的情况下向右偏移,相当于攻角产生迁移.通过三角变换计算得到θ与α′的对应关系,即据此可知,当θ=10°时,α′=2.49°,但升力系数曲线实际偏移量为3.75°,如图7所示. 为进一步说明升力系数的偏移现象,表1给出了静态情况下摆角与对应攻角迁移量的关系.从表1中可看出,考虑弦长改变所引起的攻角迁移量计算值与CFD软件模拟值变化趋势一致,表明该对应关系在一定程度上可确定翼型在静态情况下改变摆角时对应的攻角迁移量,从而可通过改变摆角达到改变攻角的目的.图9为α=0°时,不同摆角翼型上、下表面压力差分布.从图中可知,随襟翼摆角增大,翼型同一坐标点的上、下表面压力差增大,其受力反向增大.通常风力机通过变浆改变翼型上、下表面压差,但垂直轴风力机扭转需克服较大翼型俯仰力矩.而通过襟翼摆角改变翼型上、下表面压力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.该方法对制定垂直轴风力机叶片攻角控制策略具有一定理论指导意义. 本文计算了不同摆角襟翼翼型在不同攻角下的升力系数和阻力系数,并与Xfoil软件计算值及实验数据进行了可靠性验证.结果表明:(1) Spalart-Allmaras湍流模型可用于襟翼翼型气动性能的计算.(2) 襟翼摆角增大,负攻角时翼型的尾缘涡提前分离,有效攻角范围减小.随襟翼摆角增大,翼型上、下表面压力差增大,其受力反向增大.(3) 通过弦线变化原理得出了摆角θ与攻角迁移量α′的对应关系.。
襟翼长度对翼型气动性能的流动机理研究
襟翼长度对翼型气动性能的流动机理研究陆云凤;李春;祖红亚;叶舟【期刊名称】《能源工程》【年(卷),期】2015(000)002【摘要】以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼几何长度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;分别选取襟翼几何长度分别为0.2、0.3和0.4,翼缝相对宽度为1.5％,分析了襟翼几何长度对翼型气动性能的影响.结果表明,由于襟翼对翼型周围主涡发展和变化的影响,不仅改善了翼型的失速特性,同时也提高了翼型的气动性能.襟翼翼型的失速攻角在此次研究范围内均大于基准翼型,在攻角小于失速攻角时,襟翼翼型的升力系数均小于基准翼型,阻力系数均高于基准翼型,但升力系数的最大值均高于基准翼型.【总页数】6页(P8-12,20)【作者】陆云凤;李春;祖红亚;叶舟【作者单位】上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093;上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093;上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海200093【正文语种】中文【中图分类】TH3【相关文献】1.尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响 [J], 韩中合;贾亚雷;李恒凡;朱霄繤;董帅2.襟翼翼缝相对宽度对翼型气动性能影响研究 [J], 祖红亚;李春;陆云凤;叶舟;李润杰3.襟翼翼型位置对气动性能的影响研究 [J], 缪维跑;李春;聂佳斌;吴攀4.格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究 [J], 戴丽萍;陈柳明;康顺5.NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究 [J], 于永迪因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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2003年3月第29卷第3期北京航空航天大学学报Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics March 2003V ol.29 N o 13 收稿日期:2001209213 作者简介:沈遐龄(1942-),男,上海人,教授,100083,北京.锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究沈遐龄(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)万周迎 高 歌(北京航空航天大学动力系) 摘 要:用低速风洞测力试验和襟翼处绕流的PI V 测量试验研究锯齿形格尼襟翼在不同偏角下的增升效益.结果表明:锯齿形格尼襟翼能明显提高翼型的升力系数和大升力系数下的翼型升阻比,对于给定的襟翼弦长,存在一个最佳的襟翼偏角,在此偏角下,翼型升阻比不仅在大升力系数下有明显提高,而且在中小升力系数时升阻比也有一定的提高.PI V 测量表明从锯齿形格尼襟翼的齿边向上卷起的流向涡使上翼面后部气流向翼型表面吸附,推迟了上翼面气流的分离.关 键 词:增升装置;后缘襟翼;气动特性中图分类号:V 211.4文献标识码:A 文章编号:100125965(2003)0320202203 目前在民机先进翼型设计中,研究翼型后缘的流动,改进翼型的后缘设计,提出各种简单的后缘增升装置对于提高翼型和机翼气动特性有着十分重要的意义.1978年Liebeck [1]首先提出用格尼襟翼(G ur 2ney flap )改进翼型气动性能概念,即在翼型下表面后缘处放一个高度为翼型弦长1.25%的垂直平板,可以明显提高翼型的升力系数和大迎角时的升阻比.但在中小迎角范围翼型升阻比有明显的下降.1985年Boyd [2]提出用45°楔型格尼襟翼能使翼型在跨音速给定升力系数下所需的迎角和阻力都有所减小.1995年Bloy [3]等人发现用45°倾斜格尼襟翼比普通格尼襟翼提高翼型气动性能效果要好.1997年Bloy [4]等人进一步研究了5种不同形状的小型后缘襟翼对翼型气动性能的影响,结果表明45°楔形襟翼气动性能最好.所有这些不同形状小尺度后缘襟翼都不同程度上改进翼型升力系数和大迎角时翼型的升阻比,但是在中小迎角范围翼型升阻比仍有明显下降.Vijgen [5]等人提出锯齿形格尼襟翼明显地改进翼型在中小迎角范围的气动特性.本文在研究直8旋翼气动性能改进中,用低速风洞测力实验和襟翼处绕流的PI V 测量实验,研究给定襟翼弦长在不同偏角下锯齿形格尼襟翼的增升效果.1 实验设备和模型实验是在北京航空航天大学国防科技气动热力重点实验室的多功能低速风洞内进行的.风洞实验段尺寸为0.56m ×0.80m ×1.5m.模型为NAC A0012二维机翼,其展长为500mm ,弦长为250mm ,在后缘加装高度为翼型弦长4%的锯齿形格尼襟翼,锯齿角为60°,襟翼与翼型弦线夹角Φ分0°,18°,30°,40°,50°5种状态.实验风速为30m/s 和40m/s.基于翼型弦长的雷诺数分别为4.8×105和6.4×105.迎角范围为-12°到12°.机翼垂直安装在风洞试验段内,两端用端板尽量减少上下洞壁附面层影响,气动力用五分力盒式应变天平测量如图1.利用PI V 系统对锯齿形格尼襟翼处绕流流场进行测量,实验示意图如图2.PI V 系统配置可参考文献[6].图1 翼型测力实验 图2 翼型PI V 测量实验2 实验结果分析锯齿形格尼襟翼测力实验结果如图3所示,为了清楚起见,图中画出襟翼偏角为30°,40°,50°几种状态.从升力曲线可以看出锯齿形格尼襟翼可以明显地提高翼型升力系数.随着襟翼偏角增大,升力系数明显增加.但是当襟翼偏角大于30°,随襟翼偏角继续增大升力系数增加较慢.从阻力曲线可以看出锯齿形格尼襟翼使翼型阻力系数略有增大.当襟翼偏角小于30°,阻力系数除了零升阻力附近外在其他位置和原型很接近.从升阻比曲线可以看出锯齿形格尼襟翼明显地提高了翼型在大升力系数下的升阻比,但是当襟翼偏角在30°附近,翼型在小迎角范围内升阻比也有所提高.从俯仰力矩曲线可以看出锯齿形格尼襟翼增加翼型低头力矩,当襟翼偏角为30°时,对翼型1/4弦长处的俯仰力矩绝对值增加不超过0.02,能满足直升机旋翼翼型的俯仰力矩系数的设计要求.图3 锯齿形格尼襟翼测力实验结果 锯齿形格尼襟翼处流场PI V 测量的实验结果如图4～图7所示.齿尖、齿中、齿根的剖面位置图4 部面位置如图4,图5～图7给出当格尼襟翼偏角为30°时任一个锯齿上沿翼型展向取3个剖面上表面的瞬时速度场.从这些图上可以看出沿着锯齿形格尼襟翼的齿边,气流由下而上地向后面卷起流向涡,这种流向涡使上翼面后缘气流向翼型表面吸附,从而减小上翼面的分离,这应该是锯齿形格尼襟翼不仅能提高翼型升力还能够提高翼型升阻比的主要原因.图5 齿尖的瞬时速度场302第3期 沈遐龄等:锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究图7 齿根的瞬时速度场图6 齿中的瞬时速度场3 结 论1)锯齿形格尼襟翼可以明显地提高翼型升力系数和大升力系数下的翼型升阻比.在本实验中当襟翼偏角为30°时,升力系数比原型提高30%,大升力系数下升阻比提高15%～20%.2)对给定襟翼弦长存在一个最佳襟翼偏角,当锯齿形格尼襟翼偏角在这个最佳值附近翼型升阻比不仅在大升力系数下有所提高,而且在中小迎角范围也有提高.3)PI V 测量表明气流沿锯齿边自下而上卷起的流向涡使上翼面后缘气流向翼面上附着,推迟气流分离.致谢:作者对刘宝杰,杨晓宁等同志在本实验中做的工作表示衷心感谢!参考文献(R eferences )[1]Liebeck R H.Design of subs onic airfoils for high lift [J ].J Air 2craft ,1978,5(9):547～561[2]Boyd J A.T railing edge device for an airfoil [P ].US Patent4542868,1985[3]Bloy A W.Aerodynam ic characteristics of an aerofoil with smalltrailing edge flaps [J ].W ind Eng ,1995,19(3):167～172[4]Bloy A W.Enhanced aerofoil performance using trailing 2edge flaps[J ].J Aircraft ,1997,34(4):569～571[5]Vijgen P M H W.Serrated trailing edges for im proving life and dragcharacteristics of lifting surfaces [R ].NAS A Case LAR 213870212CU ,1989[6]刘宝杰1PIV 在低速风洞中的应用[J ]1流体力学实验与测量,1998,12(2):55～62Liu Baojie.Application of ON 2LINE PIV system in low speed wind tunnel [J ].Experiments and M easurements in Fluid M echanics ,1998,12(2):55～62(in Chinese )Experimental Inve stigation on Aerodynamic Performanceof Serrated Gurney FlapShen X ialing(Dept.of Flight Vehicle Design and Applied M echanics ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics )Wan Zhouying G ao G e(Dept.of Propulsion ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics )Abstract :F orce and PI V local flow measurements were conducted in a low speed wind tunnel to study the ef 2fectiveness of serrated G urney flap at different deflections.The results showed that the serrated G urney flap could significantly increase the lift coefficients and the ratio of lift to drag of the airfoil with high lift coefficients.F or a given serrated G urney flap ,there was an optimum deflection ,At which ,the lift 2drag ratio of the airfoil can in 2creased not only at high lift coefficient but als o at the low to middle angle of attack.It was als o found that near 2stream wise v ortices shed from the serrated edges can make the flow attach to the upper surface near the trailing edge and can delay flow separation.K ey words :high lift devices ;trailing edge flaps ;aerodynamic characteristics402北京航空航天大学学报 2003年。