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平行四边形剪切变后掠翼设计及参数优化
1
作者 杨广 刘振旭 +3 位作者 肖洪 白玥 郭宏伟 刘荣强 《哈尔滨工业大学学报》 北大核心 2025年第4期105-115,共11页
为探索飞行器变形机翼不同变后掠方式下结构特性与气动特性的差异以及差异产生的物理机理,提出了两种基于平行四边形单元剪切变形拓扑的剪切式变后掠翼方案,并与传统旋转式变后掠翼进行对比研究。首先,通过机翼面积、展弦比、根梢比以... 为探索飞行器变形机翼不同变后掠方式下结构特性与气动特性的差异以及差异产生的物理机理,提出了两种基于平行四边形单元剪切变形拓扑的剪切式变后掠翼方案,并与传统旋转式变后掠翼进行对比研究。首先,通过机翼面积、展弦比、根梢比以及翼型相对厚度4个主要参数探讨了3种变形方式的结构特性。然后,开展了相应的宽速域绕流流场数值模拟,对比并分析了3种变形形式的气动特性与机理。最后,针对综合气动性能最优的对角剪切式变后掠翼,以超音速巡航状态下机翼面积、展弦比以及翼根弦长为优化目标函数对机翼四边形单元的长宽比进行参数优化,并研制可变形样机进行了风洞试验。结果表明:在宽速域范围内,对角剪切式变后掠翼能获得较优的升阻比,差异主要来源于对角剪切式变后掠翼尖截面处翼型完整且机翼相对厚度较小;当机翼四边形单元长宽比为1.75时,机翼的综合气动性能最佳。 展开更多
关键词 平行四边形 变后掠 机翼参数 气动特性 风洞试验
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过冷大水滴动力学行为对翼型结冰的影响分析 被引量：2
2
作者 刘飞宇 邓甜 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期173-186,共14页
过冷大水滴(SLD)是极端危险的飞行环境之一。因大粒径水滴独特的动力学行为变形破碎、飞溅反弹,传统结冰计算方法难以准确地反映SLD结冰情况。采用Navier-Stokes方法求解流场、Euler方法计算水滴撞击、Shallow Water模型模拟结冰,并与N... 过冷大水滴(SLD)是极端危险的飞行环境之一。因大粒径水滴独特的动力学行为变形破碎、飞溅反弹,传统结冰计算方法难以准确地反映SLD结冰情况。采用Navier-Stokes方法求解流场、Euler方法计算水滴撞击、Shallow Water模型模拟结冰,并与NASA实验结果进行了对比验证方法可信。结果表明:SLD动力学行为对结冰和冰形影响较大。其中,变形破碎改变了水滴运动轨迹和撞击范围,降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小2.83%、2.13%;飞溅降低了驻点附近水滴收集率,导致前缘积冰量减少8.09%;反弹显著降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小30.69%、20.01%;撞击后飞溅反弹二次水滴再入流场使得上下结冰极限增加6.14%、3.71%。同时,与干净翼型相比带冰翼型空气动力学性能严重退化,在相同迎角下,升力更小、阻力更大、气动效率更低。 展开更多
关键词 过冷大水滴 动力学行为 翼型结冰 冰形几何特征 气动特性
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考虑机身累积热变形的高速飞机气动布局稳健优化
3
作者 余婧 韩青华 +4 位作者 陈江涛 吴晓军 赵娇 郑小虎 刘深深 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第10期98-108,共11页
长时间、重复的高马赫数飞行会因综合力/热效应累积而引起飞行器几何布局变形。本文以高速飞机高马赫数长航时巡航所产生的机身累积热变形效应为不确定性输入,对该不确定性因素进行了表征建模,而后将其引入到气动布局的优化设计中,建立... 长时间、重复的高马赫数飞行会因综合力/热效应累积而引起飞行器几何布局变形。本文以高速飞机高马赫数长航时巡航所产生的机身累积热变形效应为不确定性输入,对该不确定性因素进行了表征建模,而后将其引入到气动布局的优化设计中,建立考虑机身累积热变形的高速飞机气动布局稳健优化模型,并提出模型求解策略。通过4个不同优化模型的对比,验证了本文稳健优化模型和策略的有效性。仿真分析结果指出,累积热变形效应会影响飞行器气动性能的准确预测,预测偏差的传播会影响优化的收敛方向,并最终影响最后的优化构型。 展开更多
关键词 稳健优化 累积热变形 气动布局 不确定性优化 高速飞机
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翼型研究的历史、现状与未来发展 被引量：25
4
作者 韩忠华 高正红 +1 位作者 宋文萍 夏露 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第6期1-36,I0004,I0001,共38页
“翼型”俗称翼剖面或叶剖面,是飞机机翼及尾翼、导弹翼/舵面、直升机旋翼、螺旋桨、风力机叶片等外形设计的基本元素和气动力的“基因”,也是影响综合气动性能的核心因素之一。自20世纪初莱特兄弟发明人类第一架飞机以来,翼型研究的每... “翼型”俗称翼剖面或叶剖面,是飞机机翼及尾翼、导弹翼/舵面、直升机旋翼、螺旋桨、风力机叶片等外形设计的基本元素和气动力的“基因”,也是影响综合气动性能的核心因素之一。自20世纪初莱特兄弟发明人类第一架飞机以来,翼型研究的每一次重要突破,都有力促进了航空飞行器的更新换代或性能的大幅提升。除了发展RAE、DVL、NACA、TsAGI等通用翼型族外,研究者们还针对性地发展了适用于各类飞机的翼型族,以及适用于直升机旋翼、螺旋桨和风力机叶片的专用翼型族。进入21世纪,随着现代数值模拟方法、流动稳定性与转捩预测、优化设计、试验测试技术等研究的进步,各种新的设计理念、优化方法和设计技术相继被提出,翼型研究也被赋予了新的使命和内容。本文立足飞行器设计和翼型研究的前沿,在回顾100多年来翼型发展历程的基础上,重点综述了翼型研究的最新进展,分析了研究现状,提出了未来发展方向。新一代翼型将适用于未来飞行器的发展需求,在宽速域、大空域、多物理场及智能变体等复杂使用条件下兼具优良的多学科综合性能。 展开更多
关键词 翼型 气动设计 飞机设计 优化设计 空气动力学
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基于代理模型方法的翼型优化设计 被引量：22
5
作者 段焰辉 蔡晋生 刘秋洪 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期617-627,共11页
提出了基于代理模型的两步优化方法,用于翼型在黏性流场中气动外形的优化设计。第一步优化使用基于代理模型的遗传算法(GA)获得全局最优解的大致范围,以本征正交分解(POD)方法作为第一步优化中气动力计算的代理模型方法,降低遗传算法的... 提出了基于代理模型的两步优化方法,用于翼型在黏性流场中气动外形的优化设计。第一步优化使用基于代理模型的遗传算法(GA)获得全局最优解的大致范围,以本征正交分解(POD)方法作为第一步优化中气动力计算的代理模型方法,降低遗传算法的计算量,并对其采样解的生成方法进行改进,提高了计算精度;第二步优化使用基于Navier-Stokes方程的最速下降法(SDA),既改善了第一步优化结果,又修正了代理模型所引入的误差。针对传统型函数方法在翼型后缘表达不足的缺陷进行改进,提高了型函数对翼型的表达精度。不同外形翼型的反设计结果以及不同来流状态下的优化设计结果表明,本文提出的两步优化方法是一种高效且具有实用价值的优化方法。 展开更多
关键词 优化设计 NAVIER-STOKES方程 遗传算法 最速下降法 代理模型
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二维翼型微吸吹气减阻控制新技术数值研究 被引量：10
6
作者 段会申 刘沛清 +1 位作者 何雨薇 陈建中 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第7期1219-1226,共8页
结合抽吸气转捩控制和微吹气湍流减阻控制的特点,探索了一种新的吸吹气减阻控制技术。使用Fluent求解器,并利用用户自定义函数(UDF)二次开发对其自带的Wilcox转捩模式进行了修正。在此基础上,数值研究了吸吹气控制对翼型阻力性能的影响... 结合抽吸气转捩控制和微吹气湍流减阻控制的特点,探索了一种新的吸吹气减阻控制技术。使用Fluent求解器,并利用用户自定义函数(UDF)二次开发对其自带的Wilcox转捩模式进行了修正。在此基础上,数值研究了吸吹气控制对翼型阻力性能的影响。结果表明:在一定的吸气量范围内,吸气、吸吹气控制都能使翼型总阻力减小,且在同一雷诺数下,吸气控制能使翼型总阻力减小约3%,而吸吹气联合控制使翼型总阻力减小约16%。由此可见,吸吹气控制技术是一种行之有效的减阻控制技术。 展开更多
关键词 翼型 层流流动 转捩 湍流减阻 吸吹气控制
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多目标自然层流翼型反设计方法 被引量：9
7
作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 熊俊涛 杨旭东 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期1373-1378,共6页
进行了基于扰动放大N-因子的目标压力分布设计方法的多目标自然层流(NLF)翼型反设计方法研究。流场分析和转捩位置计算用XFOIL程序,大大减少了计算花费。用N-因子设计方法进行有NLF范围要求和满足气动约束的目标压力计算,压力恢复段的... 进行了基于扰动放大N-因子的目标压力分布设计方法的多目标自然层流(NLF)翼型反设计方法研究。流场分析和转捩位置计算用XFOIL程序,大大减少了计算花费。用N-因子设计方法进行有NLF范围要求和满足气动约束的目标压力计算,压力恢复段的压力分布用Stratford分离准则来进行设计。用基于响应面方法的优化方法来进行反设计计算,使用不含二阶交叉项的二次多项式模型的响应面模型,大大减少了构造模型所需的试验次数;设计空间内试验点的选取满足D-优化准则。根据设计目标的设计状态,进行了多目标翼型反设计。计算结果表明,设计结果的层流范围和设计目标基本吻合,该方法可以用于NLF翼型的多目标反设计中。 展开更多
关键词 自然层流 翼型 多目标 响应面方法 反设计
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高升阻比自然层流翼型多点/多目标优化设计 被引量：12
8
作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2011年第3期330-335,共6页
研究并发展了一套进行高升阻比自然层流翼型多设计点/多设计目标的优化设计方法。为减少设计中的计算量,使用了XFOIL程序进行流场计算。使用基于响应面方法的优化方法进行最优化计算,并使用了不含二阶交叉项的二阶多项式模型作为响应面... 研究并发展了一套进行高升阻比自然层流翼型多设计点/多设计目标的优化设计方法。为减少设计中的计算量,使用了XFOIL程序进行流场计算。使用基于响应面方法的优化方法进行最优化计算,并使用了不含二阶交叉项的二阶多项式模型作为响应面模型,大大减少了构造模型所需的试验次数,使进行更多设计变量和多点设计成为可能。试验点的选择满足D-优化准则。研究了设计点及目标函数的选择,进行了单点/单目标及多点/多目标的设计,结果表明:多点/多目标设计可以很好的改善单点设计中非设计点性能变差的缺点,设计结果有工程实用价值。 展开更多
关键词 高升阻比 自然层流翼型 多目标设计 优化设计 响应面方法
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基于多岛遗传算法的二维翼型吸气减阻优化 被引量：12
9
作者 赵德建 王延奎 +1 位作者 周平 李乾 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期941-946,共6页
针对吸气减阻技术吸气质量较大的缺点,采用多岛遗传算法与计算流体力学(CFD)相结合的方法,对吸气减阻技术进行了优化.数值计算采用E387二维翼型,将吸气开口位置和吸气质量通量作为优化参数,通过寻找上翼面最佳的吸气开口位置,使翼型阻... 针对吸气减阻技术吸气质量较大的缺点,采用多岛遗传算法与计算流体力学(CFD)相结合的方法,对吸气减阻技术进行了优化.数值计算采用E387二维翼型,将吸气开口位置和吸气质量通量作为优化参数,通过寻找上翼面最佳的吸气开口位置,使翼型阻力和吸气质量最小.结果表明:多岛遗传算法能够有效地优化吸气开口位置和吸气质量;当吸气开口位于最佳位置时,吸气质量达到了寻优区间下限,而翼型减阻效果可达8.3%;吸气没有延缓流动转捩的发生,翼型阻力减小的原因主要是由于压差阻力的减小. 展开更多
关键词 多岛遗传算法 翼型 吸气 减阻 数值模拟
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基于响应面法的低速翼型气动优化设计 被引量：9
10
作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第4期430-435,共6页
响应面方法相较于其它直接优化方法有其高效、实用的优势,此前的研究更多地将响应面方法用于超音速和跨音速翼型的减阻优化设计中。本文将此方法应用于低速翼型优化设计中,进行了基于RANS(Reynolds-Aver-aged Navier-Stokes)方程和自由... 响应面方法相较于其它直接优化方法有其高效、实用的优势,此前的研究更多地将响应面方法用于超音速和跨音速翼型的减阻优化设计中。本文将此方法应用于低速翼型优化设计中,进行了基于RANS(Reynolds-Aver-aged Navier-Stokes)方程和自由转捩预测耦合求解的低速翼型气动优化设计。通过计算附面层方程得到附面层参数并用en方法计算转捩位置,并考虑了T-S波和层流分离造成的转捩。RANS方程计算中,使用了转捩过渡区模型,以保证附面层外边界压力分布的精度。RANS方程和转捩预测迭代进行至转捩位置收敛。在响应面模型计算中,使用不含二阶交叉项的二阶多项式模型,减少了构造模型所需的计算量;合理的选择设计空间保证了构造的响应面模型具有较高的精度。使用三个设计点的多目标优化设计,保证了设计的合理性。通过对NACA64(1)-112翼型优化计算结果表明,本文的方法可以有效地进行低速翼型的气动优化,各设计点上转捩位置也得到了改善,有较好的工程实用前景。 展开更多
关键词 响应面方法 RANS方程 转捩预测 低速翼型 优化设计
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NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究 被引量：20
11
作者 吴鋆 王晋军 李天 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第6期32-38,共7页
通过水槽氢气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点关注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发现:分离点和分离剪切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流... 通过水槽氢气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点关注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发现:分离点和分离剪切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼型迎角的增加而增大。当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。 展开更多
关键词 流动显示 NACA0012翼型 低雷诺数 层流分离泡 水洞实验
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联合射流控制技术的增升效果和机理 被引量：11
12
作者 刘沛清 旷建敏 屈秋林 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期737-740,共4页
数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高... 数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离. 展开更多
关键词 联合射流 流动控制 增升效果 增升机理 数值模拟
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基于RANS方程大型风力机翼型钝尾缘修型气动性能计算 被引量：10
13
作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期545-551,共7页
通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常... 通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常见的风力机翼型钝尾缘修型方法(直接截断、对称加厚、不对称加厚和翼面旋转等)得到的钝尾缘翼型的气动性能,并分析各种修型方法对气动性能的影响。结果表明:直接截断修型方法并未增加此翼型的升力系数但对阻力增加的影响最小;不对称增加厚度引起的升力系数增加最明显,但会引起翼型使用角度区域的移动;通过指数因子形式对称增加时,指数因子在1.8～2.5之间较适中。 展开更多
关键词 风力机 翼型 钝尾缘 气动性能 eN方法
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翼型低速动态测压实验的初步分析 被引量：10
14
作者 周瑞兴 上官云信 +1 位作者 郗忠祥 夏玉顺 《流体力学实验与测量》 CSCD 1997年第3期28-33,共6页
简述了翼型低速动态实验研究的测试设备和实验方法。给出了NACA。。12翼型动态测压的实验结果，初步分析了影响翼型动态气动特性的因素。将所得实验结果与国外实验结果及理论计算结果进行了对比与分析，实验结果与资料值有较好的一致性。
关键词 翼型 测压 动失速 折合频率 风洞实验
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水平轴风力机翼型大攻角气动性能计算研究 被引量：4
15
作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期414-418,共5页
耦合RANS和基于线性稳定性分析的eN转捩预测方法,进行风力机翼型的大攻角气动性能计算,以期提供风力机叶片分析/设计中使用翼型的更为准确和完备的气动性能数据。以风力机翼型S809为例,计算了翼型表面从出现分离气泡到大面积分离的情形... 耦合RANS和基于线性稳定性分析的eN转捩预测方法,进行风力机翼型的大攻角气动性能计算,以期提供风力机叶片分析/设计中使用翼型的更为准确和完备的气动性能数据。以风力机翼型S809为例,计算了翼型表面从出现分离气泡到大面积分离的情形,并比较了S-A和B-L两种湍流模型对计算结果的影响。通过对已有经典风力机翼型DU97-W-300和新设计风力机翼型WA21ak5在-180°～180°攻角范围内的气动计算,对计算结果和实验结果以及国外风力机叶片分析/设计中使用的基于Viterna方法由有限攻角范围的气动性能外推到-180°～180°的结果进行比较。结果表明,RANS方程计算气动性能和实验结果吻合较好,为建立风力机翼型气动性能数据库提供了基础。 展开更多
关键词 风力机 翼型 大攻角 Viterna方法 Navier—Stokes方程
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圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析 被引量：10
16
作者 周华 胡世良 《力学季刊》 CSCD 北大核心 2007年第1期28-33,共6页
本文用FLUENT软件模拟了结冰后NACA0012翼型周围流场的变化，并与结冰前NACA0012翼型的气动性能进行了对比。工作中首先以未结冰的NACA0012翼型（干净翼型）为标准模型进行了数值验证计算，再以经过检验的方法计算结冰模型，并与结冰风... 本文用FLUENT软件模拟了结冰后NACA0012翼型周围流场的变化，并与结冰前NACA0012翼型的气动性能进行了对比。工作中首先以未结冰的NACA0012翼型（干净翼型）为标准模型进行了数值验证计算，再以经过检验的方法计算结冰模型，并与结冰风洞试验数据进行了对比。本文计算攻角为0°～20°，温度为250．37K，雷诺数为2，400，000，冰型为圆形坚冰。通过对比升力阻力性能，发现与干净翼型相比，结冰翼型的最大升力系数大约减少了50％，阻力系数增加了约65％，失速攻角降低了4°。结冰后翼型提前失速是造成气动性能恶化的主要原因。 展开更多
关键词 圆形坚冰 Spalart-Allmaras模型 NACA 0012 飞机结冰
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合成射流控制鼓包分离流动的数值模拟 被引量：4
17
作者 陈占军 巴玉龙 王晋军 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第7期886-890,共5页
为了研究合成射流控制鼓包背风面分离流动的效果,采用商用流体力学软件FLUENT 6.3求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过分析鼓包壁面摩擦力系数分布、旋涡脱落结构以及射流孔口附近流动结构,揭示了合成射流对分离点不固定的流动分... 为了研究合成射流控制鼓包背风面分离流动的效果,采用商用流体力学软件FLUENT 6.3求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过分析鼓包壁面摩擦力系数分布、旋涡脱落结构以及射流孔口附近流动结构,揭示了合成射流对分离点不固定的流动分离的控制机理.结果表明:在分离点前施加合成射流可有效缩小回流区范围,涡脱落被施加的激励"锁定",涡脱落的频率等于合成射流的频率.此外,在本研究所考虑的情况下,动量系数越大,控制效果越好.从时均效果看,当施加最大吹气动量系数为0.3691%的合成射流时,分离泡长度减小了11%. 展开更多
关键词 合成射流 鼓包 流动控制 吹气动量系数
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基于N-S方程和自由转捩预测耦合求解的钝后缘翼型气动性能计算 被引量：3
18
作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 能俊涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2011年第5期613-618,共6页
大厚度钝后缘翼型由于结构和气动性能上的优点,被用于作为大型风力机叶片设计的内侧翼型。而由于其大厚度的特点和风洞实验阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少,给此类翼型的设计和使用带来困难。本文基于雷诺平均Navier-Stokes(RA... 大厚度钝后缘翼型由于结构和气动性能上的优点,被用于作为大型风力机叶片设计的内侧翼型。而由于其大厚度的特点和风洞实验阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少,给此类翼型的设计和使用带来困难。本文基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和自由转捩预测耦合求解方法,进行了大厚度钝后缘翼型的气动性能计算研究;针对由于钝后缘后的涡脱落而造成的翼型表面压力分布的脉动,发展了有时均效应的转捩模型以考虑这种周期脉动的时均效应,并对传统的耦合求解方法进行了修改。通过对风力机翼型DU97-W-300的钝后缘改形DU97-Flat翼型的气动性能计算,分析了网格数对计算结果和计算效率的影响。并将计算的DU97-W-300翼型的气动性能和实验结果进行了比较,表明通过本文发展的耦合求解方法可以在更少的计算网格时得到比参考文献更吻合风洞实验结果的气动性能,为此类翼型的设计和使用提供数值计算基础。 展开更多
关键词 风力机 翼型 钝后缘 耦合 转捩预测
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翼尖帆片的增升减阻研究 被引量：6
19
作者 陈明岩 齐孟卜 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第6期641-646,共6页
采用涡格法编写了非共面机翼气动力计算程序。以展弦比为８．６的机翼加装帆片为例，进行了气动力计算并作了帆片优化设计。与在南航ＮＨ－２低速风洞中的实验结果比较表明，计算方法和优化设计是成功的。总面积为３．１％基本翼面积的... 采用涡格法编写了非共面机翼气动力计算程序。以展弦比为８．６的机翼加装帆片为例，进行了气动力计算并作了帆片优化设计。与在南航ＮＨ－２低速风洞中的实验结果比较表明，计算方法和优化设计是成功的。总面积为３．１％基本翼面积的翼尖帆片对减少诱导阻力具有明显效果，诱导阻力因子减小２０％左右。 展开更多
关键词 翼梢 帆 增升 减阻 风洞试验
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近自由表面对称翼型气动特性的实验研究 被引量：5
20
作者 王岱峰 代钦 《水动力学研究与进展（A辑）》 CSCD 北大核心 2010年第5期703-710,共8页
本实验的目的主要以地效飞行器为背景,研究其中的空气动力学地面效应原理,是对地面效应的探索性基础实验研究。以NACA0012翼型为研究对象,在风水槽中对其进行了近水面的气动特性随攻角和间隙比变化的实验。分析了翼型表面压力系数随高... 本实验的目的主要以地效飞行器为背景,研究其中的空气动力学地面效应原理,是对地面效应的探索性基础实验研究。以NACA0012翼型为研究对象,在风水槽中对其进行了近水面的气动特性随攻角和间隙比变化的实验。分析了翼型表面压力系数随高度和随攻角变化时的分布规律。结果发现,随着高度的降低前驻点会沿着下翼面向下游移动;随着高度的降低和攻角的增加源于地面效应的下翼面高压区域向后缘扩展;在3°～5°的攻角范围内得到了有明显提高的升阻比,但是在间隙比h/c=0.15附近时会出现一次明显的升阻比减低现象。实验数据较真实的反应出近自由表面对称翼型的气动特性,可以很好的解释及印证地面效应的基本原理。 展开更多
关键词 地面效应 自由表面 NACA0012 压力分布 气动特性
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