一种伸缩栅格结构变体翼梢小翼研究

翼梢小翼能够抑制翼尖涡的形成,减小诱导阻力,增加航程。目前翼梢小翼的设计目标是改善飞机巡航阶段的升阻特性,而无法在起降、爬升阶段提供最优的减阻效果。本文设计了一种伸缩栅格结构变展长翼梢小翼,通过在飞行过程中控制翼梢小翼高度的变化,改善飞机起降、爬升阶段和巡航阶段的气动性能。利用基于涡格法的AVL软件计算伸缩式翼梢小翼对飞机气动性能的影响,结果表明在起降、爬升阶段(0.3Ma,8°迎角),这种伸缩式翼梢小翼能使升力系数提高0.21%,诱导阻力系数降低0.57%,而翼根弯矩系数仅增加0.06%,因此这种伸缩式翼梢小翼具有改善飞机起降和爬升性能的潜力。     

现代先进翼梢小翼的气动特性分析

对于大部分的运输类飞机来说,飞机的巡航阻力在很大程度上决定了油耗,其中,诱导阻力占到总阻力40%左右,而翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%～35%,相当于升阻比提高7%。本文通过比较当前国际先进的四种翼梢小翼——上反式、帆板式、鲨鳍式和双羽式,基于相同的翼身组合体构型,建立统一拓扑结构的网格,通过N-S方程进行数值计算,分析其高速巡航状态的气动特性,比较它们之间减阻的区别及优劣,探索翼梢小翼的发展趋势。     

翼梢小翼几何参数对机翼气动特性影响研究

以某运输机为背景,以该机机翼为基本翼,加装融合式翼梢小翼,利用面元法,以诱导阻力最小为设计原则,研究翼梢小翼各几何参数对基本翼气动特性的影响规律.利用基于雷诺平均的N-S方程对基本机翼、带融合式翼梢小翼机翼的空气动力特性及尾涡特性进行对比,揭示翼梢小翼的减阻机理,为大型运输类飞机翼梢小翼设计提供依据.     

飞机加装翼梢小翼的结构适航验证

翼梢小翼在商用飞机上的应用越来越广泛,目前很多现役飞机或机型,申请加装翼梢小翼以达到减阻增升的目的,提高运营的经济性。加装翼梢小翼需要从多个专业角度进行适航验证已确保飞机的安全水平。本文主要从机体结构方面研究分析了翼梢小翼的安装对飞机结构的影响,指出了需要关注的问题,为适航审查人员提供指导。     

翼梢小翼对某民机着陆构型的气动特性影响

本文针对某民机着陆构型,通过CFD方法研究了翼梢小翼对该着陆构型气动特性的影响,结果表明：加小翼后,能提高该民机着陆构型的升力系数,小迎角时抑制主翼梢部分离,阻力减小,但大迎角时使得主翼梢部分离扩大,阻力增加,且静稳定性变差。     

翼梢小翼形态对某民机低速气动特性的影响

本文针对某民用飞机着陆构型,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法研究了不同翼梢小翼形态对该着陆构型气动特性的影响。研究结果表明:不同小翼形态翼尖流动状态不同,对分离的控制不同,且能改变飞机的纵向力矩特性。     

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

随着空中交通流量的增长，尾流间隔精细化、动态化缩减成为了民航发展的一种趋势，研究尾流演化过程也成为了民航领域关注的前沿科学问题。基于此，本文采用雷诺平均 N-S方程方法研究了B737-800飞机有无融合式翼梢小翼对飞机尾涡的演化过程影响。利用NASA动态尾流系统中APA尾涡消散模型计算了不同气象环境参数下有无小翼的尾涡环量变化。结果表明：融合式翼梢小翼可以分割翼尖涡，有效改变翼尖气流的流动特性，增大速度梯度，减小尾涡速度、尾涡能量集中程度和尾涡强度；不同大气湍流耗散率和大气层结稳定度下，小翼对尾涡强度的减小量不同。     

通用飞机翼尖小翼设计对飞机横航向稳定性影响研究

为了改善飞机的飞行性能,通用飞机通常会使用翼尖小翼装置,但往往会忽略它对飞机的飞行品质所产生的影响。通过对翼尖小翼产生的气动力进行计算分析,研究了翼尖小翼对横航向飞行品质的影响。研究结果表明:翼尖小翼会使荷兰滚模态振荡增加,螺旋模态稳定性增加,对飞机横航向稳定性影响较大。翼尖小翼需要针对飞机本身的气动特性进行设计。     

翼身融合水下滑翔机翼梢小翼减阻效应研究

针对翼身融合水下滑翔机,利用计算流体力学方法,获得了加装翼梢小翼前后水下滑翔机的流体动力特性.以翼梢小翼高度、前缘后掠角、外倾角为外形参数,对比得到不同翼梢小翼外形与减阻效率之间的关系.通过观察有翼梢附近的尾部流场,对翼身融合的水下滑翔机翼梢小翼的减阻原理进行了分析.不同翼梢小翼减阻效果对比表明:在速度一定的条件下,翼梢小翼会对水下滑翔机翼梢尾部流场涡的形成产生显著影响,合理的翼梢小翼能降低翼尖涡强度,抑制涡的产生,在一定攻角范围内达到减阻效果.     

基于自由尾迹法小翼气动特性分析

基于(势流)涡方法开发了水平轴风力机叶片设计优化程序,采用自由尾迹模型对增加小翼后的叶片气动设计性能进行初步分析,研究了风力机设计工况下,小翼对气流涡位置及诱导速度分布等气动性能参数的影响,对比分析了增加小翼后功率输出情况。结果表明,增加小翼后风力机叶片在设计工况下功率系数有明显增加,可以考虑将叶尖小翼作为已安装风机功率提升的解决方案之一。     

鳍梢小翼对船舶减摇鳍性能的影响

为改善鳍梢周围的流动结构并提高减摇鳍的综合性能,对加装鳍梢小翼的船舶减摇鳍进行数值研究,分析了减摇鳍在攻角和水流速度一定条件下,有/无鳍梢小翼以及小翼不同安装位置对减摇鳍流场和性能的影响.研究结果表明,加装鳍梢小翼可增加减摇鳍的升力,合理的安装方式可使升力提高18.4％;相对其他位置,小翼加装在减摇鳍鳍梢上方效果更好.鳍梢小翼的加装减小了鳍梢两侧水流压差,削弱了旋涡的影响,改善了减摇鳍鳍梢周围的流场环境.     

叶端加不同小翼对Krain离心叶轮气动性能影响的数值研究

为了控制离心压气机叶顶泄漏流,以压比为4.7的Krain低速叶轮为研究对象,将叶尖小翼技术应用到离心压气机中,采用数值模拟对其性能进行分析研究。对3组不同间隙加装不同宽度的小翼,分析了小翼在不同间隙下对于压气机性能及失速裕度的影响,以及不同宽度的小翼对于叶顶泄漏量、泄漏涡结构及轨迹的影响。结果表明:小翼结构可提升压气机的失速裕度,且小间隙下小翼结构对失速裕度的提升效果显著,其中1.0倍宽度小翼的失速裕度增加了8.73%;小翼结构可有效减少叶顶泄漏量,在叶片靠近前缘或尾缘位置加装小翼改善效果显著,泄漏量与小翼宽度成反比关系;小翼结构使得泄漏涡运行轨迹向压力面移动,形成泄漏涡的位置更加远离前缘,泄漏涡强度减弱。     

加装翼尖小翼的仿生机翼在临近空间的气动性能分析

参照某型在飞无人机采用仿海鸥翼型设计出平直机翼并在其基础上加装翼尖小翼。通过对两种机翼的数值模拟,得出了加装翼尖小翼仿生机翼的气动性能明显优于平直机翼,加装小翼后仿生机翼有效地减小了下洗速度,降低了诱导阻力,使得机翼的气动性能有明显的改善。为无人机机翼的设计提供理论参考。
     

直升机智能旋翼后缘小翼参数研究

介绍了用于直升机减振的后缘小翼型智能旋翼相关设计参数的研究。建立了后缘小翼型智能旋翼的气弹动力学分析模型。研究了小翼的关键设计参数:小翼展长、小翼弦长、小翼径向位置、小翼重心布置以及前进比等对后缘小翼偏转角度、驱动机构需用功率以及桨毂振动载荷的影响。参数分析结果用于指导模型的设计并为后续的模型试验提供理论依据。     

翼尖装置参数对机翼气动力的影响

<正>前言缘于各个航空公司纷纷追求市场份额和高经济效益的大环境,各国飞机制造商使用了尽可能的方法,来达到提高飞机效率从而节约飞机燃油的目的。而提高效率或升阻比的最显而易见的方法是通过提高真实的或有效的展弦比来减少诱导阻力。端板作为提高机翼有效展弦比的一种方法被认可已有多年了,二十世纪七十年代由美国NASA Langley的Whitcomb博士研发的升力面(即小翼)才在应用上取得真正意义上的突破。它已经不再是一个简单的物理上的屏障,该小翼用其周围的环流来抵抗翼尖周围的流动。从此以后,由于小翼真正能够实现在阻力上有意义的改进,因此其也就被     

不同倾斜角叶尖小翼水平轴风力机气动性能

为研究不同倾斜角的叶尖小翼对叶片气动性能的影响,设计了5种不同倾斜角的叶尖小翼,并采用结构化网格技术与CFD数值计算方法对比分析其气动性能。研究结果表明:与原始风力机相比,5种不同小翼对风力机输出功率及风能利用率均明显提升,最大输出功率增长16.73%,风能利用率增长4.41%;倾斜角较大的叶尖小翼能更多地增大叶片的上、下翼面压差,且翼根弯矩更小;大倾斜角小翼能明显改善叶尖绕流,打散叶尖拽拖强涡量,降低叶尖能耗损失。     

前缘辅助小翼对风力机翼型气动性能的影响

基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前...     

压力面侧小翼结构对凹槽叶顶冷却传热性能的影响

采用数值计算方法对带压力侧小翼凹槽叶顶附近的流动、传热和冷却特性进行了研究,计算获得了无气膜孔、单排气膜孔和双排气膜孔3种孔分布条件下叶顶区域的流场结构、传热系数和气膜冷却有效度,并与常规凹槽叶顶和无压力侧肩壁凹槽叶顶的冷却传热性能进行了比较。结果表明:与常规和无压力侧肩壁凹槽叶顶相比,带压力侧小翼凹槽叶顶具有更优的气动、传热和冷却性能;带压力侧小翼凹槽叶顶的总压损失与无压力侧肩壁凹槽叶顶的相近,比常规凹槽叶顶的低约10%;在3种孔分布条件下,带压力侧小翼凹槽叶顶的平均传热系数均最小,平均气膜冷却有效度最大。气膜孔分布影响了带压力侧小翼凹槽叶顶冷却流的作用范围,带压力侧小翼凹槽叶顶中弧线处的冷却流覆盖了凹槽底部吸力面侧区域,小翼处的冷却流能较好地冷却小翼和凹槽底部压力面侧区域。该结果可为增强凹槽叶顶的冷却传热性能提供参考。     

透平级带压力侧小翼凹槽叶顶的传热与气膜冷却性能研究

采用数值方法研究了发动机工况下燃气透平第一级动叶带压力侧小翼的凹槽叶顶冷却传热性能，分析了7种小翼结构(等截面小翼、扭曲型小翼等)对透平级气动性能与传热系数分布的影响，对比了单排气膜孔、双排气膜孔条件下传统凹槽叶顶、无压力侧肩壁凹槽叶顶、带压力侧小翼凹槽叶顶的冷却传热效果。结果表明：传统凹槽叶顶槽底存在高传热区，合理的压力侧小翼结构设计能有效消除槽底高传热区、降低凹槽叶顶的平均传热系数；相对于传统凹槽叶顶，带圆角扭曲型小翼凹槽叶顶的平均传热系数下降了约16.45%。叶顶气膜孔能有效降低叶顶的平均传热系数，且双排孔结构下叶顶气膜冷却效率有明显提升。对于单排气膜冷却孔结构，带压力侧小翼凹槽叶顶气膜冷却效率优势不明显，可通过加入压力侧气膜孔提升其传热与冷却性能；在双排孔冷却结构下，带压力侧小翼凹槽叶顶平均传热系数比传统凹槽叶顶减小0.76%,比无压力侧肩壁凹槽叶顶减小7.84%,气膜冷却效率比传统凹槽叶顶增大9.13%,比无压力侧肩壁凹槽叶顶增大9.6%。     

凹槽状小翼对涡轮动叶叶顶气动和传热性能的影响

针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用数值求解三维RANS方程和k-ω湍流模型方法,研究了凹槽状小翼结构对涡轮级动叶叶顶传热特性和气动性能的影响。数值获得的叶顶表面传热系数分布和实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性。对比分析了叶顶压力侧、叶顶吸力侧和叶顶两侧凹槽状小翼结构与无小翼凹槽状叶顶的气动传热性能,研究结果表明,相比于无小翼凹槽状叶顶结构:叶顶压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的叶顶表面平均传热系数分别降低了12.2%、17.1%和19.8%,叶顶两侧凹槽状小翼结构最大程度降低了凹槽状叶顶间隙的泄漏流量,减弱了压力侧角涡和刮削涡,进而降低了凹槽状叶顶的传热系数;压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的动叶总压损失系数分别增加了8.5%、降低了8.5%和降低了2.5%。吸力侧凹槽状小翼结构能有效降低凹槽状叶顶的传热系数,并且减少气动损失,具有最佳的气热性能。