格尼襟翼对旋转导弹气动特性的影响
旋转导弹多采用斜置尾翼产生滚转力矩,但存在转速稳定性差等问题,影响了命中精度。为改善旋转导弹气动特性,本文采用在导弹尾翼后缘放置格尼襟翼的方式代替传统斜置尾翼产生滚转力矩。通过数值模拟方法,研究了不同高度格尼襟翼对导弹气动特性的影响规律,并与斜置尾翼模型进行对比。结果表明格尼襟翼能够产生保持导弹旋转的滚转力矩,且格尼襟翼高度增加,滚转力矩增大;相比斜置尾翼,格尼襟翼能够为导弹提供更大的滚转力矩,对导弹侧向力的影响相对更小。不同来流马赫数下格尼襟翼的操纵效率略有差异,亚声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩随着导弹迎角增加而减小;超声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩几乎不随迎角变化而改变,与亚声速来流相比,格尼襟翼的操纵效率降低。进一步通过分析流场揭示了格尼襟翼产生滚转力矩的流动机理...
基于格尼襟翼的多机组垂直轴风力机性能增效研究
为探究格尼襟翼对垂直轴风力机气动性能的影响,结合TSST湍流模型对直线翼垂直轴风力机展开数值模拟研究。结果表明低尖速比下,格尼襟翼可显著提升垂直轴风力机的气动性能,但在高尖速比下会降低气动性能;垂直轴风力机组间流体速度随尖速比的增大而增加,此高速流体可有效提升机组风能利用系数;因上游风力机组间流体加速作用,下游风力机在各尖速比下的气动性能均高于原始单风力机,且当尖速比为2.72时,下游风力机最大平均力矩比原始单风力机提高20.3%;上游风力机组安装格尼襟翼可有效提高机组间流体加速效果,使下游风力机迎风速度更高,尖速比为2.51时,格尼襟翼风力机组的下游风力机平均力矩比原始单风力机和原始格尼襟翼风力机分别提高36.5%和24%。
特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性
临近空间飞行器和火星探测飞行器首要面临低雷诺数、跨声速的特殊气动问题,针对此特殊环境下低雷诺数翼型的格尼襟翼增升方案,基于CFD方法开展了数值计算研究。对不同雷诺数、马赫数条件下,后缘加装不同高度格尼襟翼的Eppler387翼型的气动特性进行了对比分析,结果表明格尼襟翼增大了翼型的前缘吸力和后缘压差,从而显著增大了翼型环量和升力。在较高的马赫数下,格尼襟翼使翼型上表面低压区的范围扩大,对激波位置略有推迟。合适高度的格尼襟翼提高了翼型的最大升阻比,在中高升力系数下能够明显增大翼型的升阻比。研究结果能够为临近空间飞行器和火星探测飞行器的设计及改进提供技术支持。
改进型格尼襟翼对不同实度的垂直轴风力机气动性能的影响
为了提升垂直轴风力机获能效率,为风力机叶片加装格尼襟翼并对格尼襟翼进行改进,通过数值模拟研究了两种格尼襟翼对不同实度的垂直轴风力机气动性能的影响。研究发现:当尖速比为3.1、实度为0.250时,原始格尼襟翼可提升10.92%的风能利用系数,改进型格尼襟翼可提升17.92%。在不同实度,改进型格尼襟翼在高尖速比时可较好地提升气动性能,而原始格尼襟翼在低尖速比时可较好地提升气动性能。当实度增大时,由于叶片间尾迹影响加剧而导致风能利用系数下降,但载荷波动情况得到改善;当实度为0.416时,载荷波动最小。
扩压叶栅中格尼襟翼的气动作用与应用
首先研究了二维扩压叶栅中叶片尾缘格尼襟翼对叶片的气动作用,分析了襟翼的高度、安装位置2个参数对叶栅气动性能的影响。结果表明,格尼襟翼能明显提高翼型升力,但阻力也有所增加。接着基于二维叶栅计算获得的最佳襟翼高度和安装位置,将格尼襟翼应用于轴流风扇叶片上,研究其对风扇性能的影响。结果表明,襟翼明显增大了风扇气流转折角,提高风扇的压升,在流量小于设计流量(Q=1.0)时,襟翼风扇总压效率与原始风扇效率相差甚微,而在设计点处,襟翼风扇效率比原始风扇效率高出1%,且当风扇流量大于设计流量时,襟翼风扇与原始风扇总压效率间的差距逐渐扩大,当相对流量Q=1.5时,襟翼风扇总压效率比原始风扇效率高6%。
格尼襟翼对某运输机翼型的增升试验研究
利用新技术、新措施、新方法进行增升研究是飞行器布局研究的重要课题之一。作者结合某型运输机有改型中需要进行增升的工程应用背景,通过二元翼型的测力、测压及流动显示试验研究,详细研究了格尼襟翼的增升机理和对该运输机翼型的地升效果。研究结果表明,对该运输机,格尼襟翼的最佳高度为当地弦长的2%,升阻比最大可增加13%左右,因此可以满足该运输机改型的需要。同时,格尼襟翼的增升方式具有较好的推广应用价值。
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