双缝襟翼缝道参数气动影响敏感度研究与设计

针对后缘双缝襟翼,采取先后缝再前缝的缝道参数设计方法,通过数值计算分析和风洞试验验证研究了襟翼偏角、缝道宽度、重叠量对增升效率的影响规律。采用点对点链接多块结构网格技术,通过求解RANS方程对缝道流场进行数值计算,结果表明:后缝道宽度对升力系数、阻力系数影响较缝道重叠量大,为更敏感参数;前缝道重叠量对升力系数、阻力系数影响较缝道宽度大,属更敏感参数。结合上述设计方法与数值计算工具,高效、准确地确定了较优的二维襟翼剖面参数,且襟翼效率计算结果与风洞试验结果吻合较佳,可为同类飞机增升装置设计提供参考和借鉴。     

襟缝翼对民用飞机失速特性的影响

从外侧缝翼缝道参数、内侧缝翼分离面、缝翼与挂架间隙以及后缘襟翼缝道参数等方面考虑,分析了民用飞机失速特性和失稳特性的影响因素.结果表明,前缘缝翼根部和梢部细节对力矩特性有较大影响,缝翼挂架堵缝可提高升力,不影响力矩特性,调整襟翼偏角,可改变机翼有效弯度,不改变主翼分离特性.     

民用飞机增升装置缝道参数气动影响的试验研究

针对民用飞机增升装置初步设计阶段的起飞和着陆构型进行了缝道试验研究,比较分析了前缘缝翼、后缘襟翼偏度和位置参数对增升装置气动性能的影响,得到了前后缘缝道和偏度最佳组合参数.试验研究发现,该模型在起飞状态下,后缘偏度越小,极曲线特性越佳,且在小迎角范围内,升阻比随后缘偏度减小而降低,在迎角较大时则相反变化.对于着陆构型,前缘偏度对CLmax和失速迎角影响的趋势会随着前缘位置变化而发生改变;当后缘偏度增大时,着陆构型的升力系数和CLmax会减小,失速迎角增大.     

缝隙对风力机分离式尾缘襟翼气动特性的影响

针对缝隙会对分离式尾缘襟翼翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了S809分离式尾缘襟翼模型及整体式襟翼模型,分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小为弦长1‰.采用计算流体力学方法中k-ω湍流模型对10%弦长襟翼模型进行多攻角下的升阻力特性计算分析并比较,并对襟翼固定10°偏转角的模型周边流场流线及压力分布进行了分析比较.结果表明:缝隙使翼型升力降低,随着攻角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小,带1‰c隙的分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,前者升力系数比后者最大低1%.缝隙对翼型气动性能的影响很小,在气动性能分析时可以忽略不计.     

新型缝翼对机翼气动性能影响的实验研究

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-1是一款经典的轻型飞机机翼。二维缝翼S-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-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-1对二维机翼W-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-1的边界层分离有明显的抑制作用,二维机翼W-1的失速攻角延迟了3.5°,最大升力系数增加了30.5%。     

Z形折叠翼厚度对其气动特性影响分析

Z形折叠翼飞行器可在飞行过程中改变机翼面积,改善气动特性,执行多种任务.然而机翼折叠过程中有效气动面积、重心、气动焦点等参数的变化,会对飞行器气动特性产生较大影响.此外,机翼表面相互靠近,由机翼厚度引发的气动干扰也会导致升力、折叠铰链力矩等气动力发生变化.为此,首先利用薄翼理论和升力面法推导理想气体来流条件下折叠翼的定常气动力表达式.然后,采用CFD法分析折叠过程中折叠角、攻角和机翼厚度对飞行器升力、折叠铰链力矩等气动特性的影响,并将分析结果与升力面法结果对比.结果表明机翼折叠过程中,有效气动面积减小,升力、阻力系数总体呈下降趋势;随着折叠角增大,机翼表面相互靠近产生的低压区强度增加,机翼厚度对折叠翼气动特性影响显著增强.另外相比于CFD法,忽略机翼厚度项的升力面法对于折叠翼的气动力计算会产生较大误差.     

襟翼涡流发生器风洞试验优化研究

为解决飞机起降阶段增升装置襟翼打开时上表面发生的气流分离,通过风洞试验的方法进行了襟翼加装涡流发生器的优化工作。通过对安装弦向位置、高度、安装角度以及安装间距等几个参数的风洞试验研究,优选出了具有最佳气动特性的涡流发生器方案。     

增升装置连式襟翼噪声抑制技术试验研究

针对L1T2翼型增升装置襟翼边缘噪声的特征,设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型,通过声学风洞试验,开展了连式襟翼的襟翼边缘噪声的抑制技术研究。试验采用传声器相位阵列以及远场线阵,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法,测量了不同襟翼偏角和迎角下连式襟翼的降噪效果。研究表明：襟翼偏度30°时,襟翼边缘噪声是L1T2翼型増升装置襟翼噪声的主要噪声源,集中在5kHz-16kHz频率范围内;襟翼偏度30°时,连式襟翼的噪声效果明显,部分频率下的最大降噪量可达9dB;此外,连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。     

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.     

高升力多段机翼的转捩预测研究

本文采用Menter等发展的基于局部变量的γ-Reθt湍流转捩模式对平板和NLR7301翼型开展了转捩模式验证工作,进而对带有前、后缘襟翼的多段机翼流动转捩进行了数值模拟.研究结果表明,转捩对于多段机翼的气动特性具有较大影响,数值模拟可为多段机翼中襟翼偏角、间距等设计提供有益指导.     

微型飞机机翼平面布局的风洞试验研究

介绍了常用的15种微型飞机机翼平面布局在西北工业大学低湍流度风洞进行风洞试验研究的情况。研究目的是探索微型飞机的风洞试验技术和获得各种微型飞机布局的低雷诺数气动特性。着重研究了风速、迎角对微型飞机各布局气动特性的影响。研究结果表明：风洞试验是研究与微型飞机有关的低雷诺数气动特性问题的有效而又切实可行的途经;八面形布局具有较高的升阻比和升力系数,是微型飞机理想的设计选择。试验结果可供微型飞机设计参考。     

高速飞行器高压捕获翼气动布局概念研究

针对高速飞行器大容积、高升力、低阻力和高升阻比设计需求,本文首次提出一种带有高压捕获翼的新型气动布局概念.与传统升力体或乘波布局比较,该布局的主要特点为在飞行器机体背风面增加了与来流方向平行的曲面翼,称之为高压捕获翼.在高速巡航飞行条件下,通过合理的配置,高压捕获翼可以捕获来流经机体上壁面压缩后形成的高压区,利用捕获翼上下表面形成的大压力差使飞行器的升力获得大幅补偿.同时飞行器的升阻比可获得大幅提升.此外,当飞行器容积及重量增加时,其上壁面压缩增强,可使捕获翼的升力进一步增大,从而实现升力与重力的自补偿效果.几个概念实例计算结果均表明,增加高压捕获翼后飞行器的升力可大幅提升达30%以上,升阻比提升一般可达20%以上.     

大间隙磁力传动系统电磁场切换相位角研究

基于ANSYS软件建立了行波磁场驱动的大间隙磁力传动系统的二维电磁场仿真模型,分析了电磁体四种磁极状态下,永磁体角位移位于0°到360°之间所受的磁力矩情况.为使系统获得最大驱动力矩,提出了电磁体磁极状态切换的最佳切换相位角的概念,并对其进行了求解.通过分析系统中电磁体和永磁体间耦合距离及两电磁体间磁极距离对系统最佳切换相位角的影响,得到了最佳切换相位角的近似计算公式.通过轴流式血泵负载实验,结合血泵负载力矩模型,计算并比较了各种切换相位角下血泵的最大负载力矩.结果表明:按仿真所得的最佳切换相位角进行相位切换可使系统具有最大驱动能力.     

棒状柱塞结构优化模拟

柱塞气举是页岩气压裂液返排的关键技术之一。为了进一步提高棒状柱塞举液密封效果,利用Fluent软件建立单一流道的二维几何模型,采用湍流模型模拟棒状柱塞运行时凹形槽内流场情况,优选槽型（正直角梯形、等腰梯形、反等腰梯形、反直角梯形和矩形）,对比分析不同槽深和槽宽时的流场情况,并开展优化后棒状柱塞与常用衬垫式柱塞对比物理模拟实验。结果表明,柱塞运行时在凹槽中心有一个低速区,在该低速区会不断产生干扰流体正常流动的涡流,从而使整体流速降低以达到密封的效果;在对比槽型中,正直角梯形槽的密封效果最好;现场常用参数范围内,随槽宽、槽深增大,密封效果变强（槽宽20 mm、槽深6 mm时最优）,且槽宽对柱塞密封性的影响大于槽深。物理模拟实验证实,相同条件下优化后的棒状柱塞在小气量情况下举液效果优于常用衬垫式柱塞。本研究结合CFD建立了可靠物理模型,且优化后棒状柱塞举液效果较好,对现场实际应用有指导作用。     

锥形空化器的流体动力特性及其影响因素

为了分析锥形空化器的力学和流体动力学特性,对特定空化器进行水洞实验,针对各种锥角的空化器的流体动力特性进行仿真分析,并将实验与数值仿真计算的结果进行对比.结果表明:锥形空化器的锥角对其力学特性影响很大,并具有特定的变化规律;空化器的攻角对空化器的升力和阻力均有一定的影响,且不同锥角的空化器所受的力随攻角变化的规律不同.     

前掠翼模型低速气动力实验与仿真

基于一种高速前掠翼布局翼身组合体缩比模型,开展低速风洞纵向气动力实验研究,包括与相应后掠翼对比实验和细长边条前掠翼实验,实验攻角-4°～+36°,特征雷诺数4×10₅。结果表明：低速实验条件下,前掠翼升阻力特性与相应后掠翼基本相同,但前掠翼表现出良好大迎角气动性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼升力特性明显改善,33°迎角时最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用雷诺时均方程和FLUENT软件,进行前掠翼模型流场气动力数值仿真,仿真计算模型构建合理,能够支持分析风洞实验数据。     

热采高温井全金属螺杆泵举升技术

为克服传统橡胶定子螺杆泵应用于热采高温井的局限性,全金属螺杆泵举升技术应运而生。为深入认识这一新型举升技术,基于间隙配合方式的基本结构分析了全金属螺杆泵的工作原理及技术特点,开展了全金属螺杆泵工作特性室内实验研究。实验结果表明,全金属螺杆泵具有较好的抽稠能力、高转速适应性及高扬程举升能力。该泵更适用于但不仅限于较高粘度介质的举升情况,低粘介质举升过程中可将合理提高转速作为保证举升能力的有效途径,热采高温井实际生产过程中需根据油井生产动态进行转速的实时调整。全金属螺杆泵举升技术满足注采一体化配套工艺要求,现场应用效果显著,具有广阔的发展前景。     

柔性绳网展开过程的多元回归模型的优化分析

柔性绳网作为一种新兴技术,主要用于太空在轨服务。本文采用Design-Expert 11软件对柔性绳网展开过程中展开位移与展开面积的研究进行设计,并通过优化影响因子,来保证展开位移在一定范围内展开面积达到最大。为了获得最佳的柔性绳网展开效果,建立柔性绳网展开过程的多元回归模型。并通过仿真检验所建立的多元回归模型的准确性,其误差均小于10%,说明该模型的优化分析结果可靠。由优化方案可知,最佳参数组合是发射速度、旋转角和展开时间分别为29.481～30.000m.s^-1、21.916～22°和1.092～1.115s。同时优化分析结果表明,若减小发射速度和旋转角,则柔性绳网达到较好展开效果的参数组合减少,且为了柔性绳网能够达到较好展开效果,发射速度必须大于21.8m.s^-1以及旋转角必须大于16.2°。