不同厚度翼型动态失速涡运动数值研究_王友进

水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试第24卷第1期2010年2月江苏科技大学(自然科学版)JournalofJiangsuUniversityofScienceandTechnology(NaturalScienceEditi on)Vo1.24No.1Feb.2010水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试田于逵,王小庆,谢华,姚惠之(中国船舶科学研究中心水动力国防科技重点实验室,江苏无锡214082) 摘要:为了研究水下航行体尾部厚边界层湍流非定常特征,利用轴对称的光体模型及2个尺度不同的大附体模型,在低速风洞中进行模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试,并采取相关计算,小波分析等方法作数据处理分析.结果表明:航行体尾壁面脉动压力信号主频成分相对较少,且频率较为固定,反映航行体尾厚边界层流动大尺度相干结构影响;而近壁湍动速度信号反映多种不同尺度的涡作用,且低频信号占据主要的频率成分,同时,随着离壁面距离的增加,湍动速度与壁面脉动压力最大相关系数减小.测试同时考察了不同大附体方案和雷诺数变化对航行体尾湍流特性的影响.关键词:壁面脉动压力;近壁湍动速度;功率谱;子波分析中图分类号:U674.76文献标志码:A文章编号:1673—4807(2010)01—0007—05 Jointmeasurementsofsurfacepressurefluctuationsandnear-wall turbulentflowatthesternofanunderwatervehiclemodelTianYukui,WangXiaoqing,XieHua,YaoHuizhi(ChinaShipScientificResearchCenter,NationalDefenceScientificandTechn ologyKeyLabofHydrodynamics,WuxiJiangsu214082,China)Abstract:Inordertoinvestigatetheunsteadinesscharacteristicsoftheturb ulentflowinthethickboundarylayerregionatthesternofunderwatervehicle,thewallpressurefluctuationsandne ar—wallturbulentflowwereiointlymeasuredwithanaxisymmetficbarebodywithandwithoutbigappendagesinCSSRC WindTunne1.Theexperi.mentaldatawereprocessedbymeansofcorrelationcalculationandwaveletanal ysis.TheresuitshoWsthat.with.inthethicksternboundarylayer,thefluctuatedsurfacepressurecontainsrel ativelylessandstablefrequencies.whichmeansthedirectrelationwithlargescalecoherencestructures.However .thenear.wa1lturbulentflowre-flectstheeddybehaviorswithvariousscales.Itischaracterizedwiththemain cornponentslocatedinlowfreuuen.cydomain.Theanalysisofcross-correlationbetweenthefluctuatedsurfacepressureandnear.wallturbulentflow demonstratesthatthelargerthedistanceawayfromthewal1.thesmallerthemax imalcorrelati0ncoefficients.TheinfluencesofdifferentappendagesandReynoldsnumbersuponthecharacter isticsofthesternturbu1encearealsoinvestigatedindetail.Keywords:wallpressurefluctuations;near—wallturbulentflow;powerspectrum;waveletanalysis水下航行体尾部流动一直是船舶水动力学研究关注的重点问题,它关乎水下航行体阻力,推进效率等水动力性能,同时也是引起推进器噪声和航行体振动的重要因素之一.水下航行体尾部流动是流经航行体主体及其附体充分发展的厚边界层湍流,不仅在空间分布上是不均匀的,而且在时间域具有强烈的不稳定(非定常)特性?].通过测试获取水下航行体尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度,进而提取水下航行体尾部厚边界层湍流非定常特征,对于加深理解航行体尾湍流物理机理,改进相关CFD研究,提出有效的噪声控制措施等,都具有十分重要的现实意义.常规的航行体尾(推进器盘面)速度场测试, 或是航行体表面压力(时均量)测试,已在工程研收稿日期:2009—11—17基金项目:国防科技重点实验室基金项目(9l4Oc22O1O6O7Oc22)作者简介:田于逵(1968,),男,湖北潜江人,高工,研究方向为舰船流体性能测试分析.E-mail:tyk702@sina.corn 8江苏科技大学(自然科学版)第24卷究中开展了大量的模型实验,而针对航行体尾湍流非定常性,同步测试厚边界层内部壁面脉动压力与近壁湍动速度,相对而言开展得较少.有关基础研究,典型的如GoodyMC,SimpsonRL等,采用6:1 椭球体(所谓IowaBody),系统地研究了绕体三维湍流边界层近体及尾部流动特性,包括不同攻角, 不同雷诺数影响研究以及壁面脉动压力与近壁湍动速度的相关测量J.参考而言,有着类似细长回转体主体的水下航行体,其尾部流动速度也应是被各种不同尺度的涡所影响,壁面压力更多地与大尺度的涡结构相联系J.目前PIV与LDA已广泛应用于不稳定流动结构探测,但考虑到航行体尾湍流瞬时速度为各种不同尺度涡影响而具有强烈随机特性,热线风速仪(HWA)仍具有高频响,高灵敏度的独特优势J.随着微机电技术的进步,微型化的动态压力传感器使壁面脉动压力的无扰动精确测量成为可能.本文采用微型动态压力传感器和热线风速仪同步测量水下航行体尾部壁面脉动压力和近壁湍动速度,求取湍流强度,湍流积分长度,脉动压力均方根等特征参量,并对同步测试信号进行相关分析,以描述航行体尾非定常湍流涡特性.1实验设备与测量实验在中国船舶科学研究中心风洞进行.该风洞为闭口单回流低速风洞,具有长8.5m,横截面 7.875m的工作段和3,93m/s连续可调的实验风速,收缩比8:1,紊流度0.1%.脉动压力测试系统由自研NS—l型微型动态压力传感器,NISCXI一1143信号调理模块,PXI一 6123数据采集模块及测控计算机组成,其中Ns一 1型微型动态压力传感器表面安装尺寸为3mm, 压力感应测量面lmm,固有频率>50kHz,量程为?1psid,测量精度为0.1%.速度测量用丹麦 Dantec公司产StreamLine90型热线风速仪系统,采用55P11型探头,带有坐标定位控制系统,定位精度0.1mm.在脉动压力采样起始,由脉动压力测试系统向热线系统发送一触发信号,利用热线系统PCI一6031E数据采集卡"ExternalTrigger"功能同时启动速度采样,如此实现两系统采样同步.采样频率取.厂=20kHz,单点采样时间长度T=60S. 实验模型包括水下航行体光体,大附体模型1 和大附体模型2等,其中大附体模型2由大附体模型1缩小30%得到,组成光体,光体加大附体模型1和光体加大附体模型2共3个实验方案,测试示意图见图1.光体模型长L=4.20m,大附体尾布置的2个压力传感器测点记为1}}和2#点,分别距首3.78,3.88m.近壁湍动速度测量点位于2个脉动压力测点正上方距壁面不同高度处,以z表示,共设置 Z=5,10,15,20,25,35,45,60,80mm9个高度. 实验风速取U=20,30m/s,对应实验雷诺数 ,为6.0×10.,9.0×10..来流(参考)流速在远离模型处测取.大附体模型1大附体模型2图1实验模型及测点布置示意Fig.1Schematicoftestmodelandtheplacementofmeasurmentpoints 2实验结果分析2.1壁面脉动压力与近壁湍动速度统计分析图2,3,4分别给出了2#点正上方所测3个方案不同风速下无因次轴向速度",湍流度,湍流相关长度以随z分布对比图.可见距航行体壁面越远(z 越大),轴向流动越快(:越大),流动湍动越弱(越小),湍流相关长度(A)越大,符合航行体尾厚边界层湍流一般流动特征.大附体的增加(方案2,方案 3)使其尾流区",8:和等特征量在远离壁面处较光体(方案1)的变化相对平缓,湍流相关长度以整体上相对光体(方案1)有所减小,在50<Z<80mm时表现尤为明显,同时考察实验雷诺数,影响, e越大,越大,占:越小,光体以越大,有大附体作用时以随胁,变化不明显.1.OOO.950.900.850.8O'0.750.700.6506O0.55O,50图23个方案不同风速无因次轴向速度H随Z分布对比(2#点)Fig.2Non-dimensionalaxialvelocityUVS.Zunderdifferent,viIIdspeedsforthreeprojects(Point2)第1期田于遣,等:水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试9 —.-一方案1(u.=20m/s)图33个方案不同风速无因次轴向速度湍流度随Z分布对比(2#点)Fig.3Non-dimensionalturbulenceintensityofaxialvelocityvs.Zunderdifferentwindspeedsfor threeprojects(Point2)—?一方案1(u..2Om/s)图43个方案不同风速无因次轴向湍流相关长度以随z分布对比(2#点)Fig.4TurbulencecorrelationlengthAinaxialVS.Zunderdifferentwindspeedsfor threeprojects(Point2)OI4O12O10G008姜o106O?O4OO2豳l点(20m/s)口2#A(20ITI/S)口l#点(30m/s)口2#点(30m/s)图5两风速下,3个方案不同测点脉动压力均方根值对比Fig.5Root?mean-squarevalueofthewallpressurefluctuationsofdifferenttestpointsundertwowindspeedsforthreeprojects脉动压力的大小可用脉动压力的均方根值表示,图5给出了2个风速下,3个方案不同测点脉动压力均方根值的对比图.分析可知,3个方案同一速度相同测点脉动压力均方根略有差别.2#点 (后i贝『J.)脉动压力均方根总体上比1#点(前测点)要小;且实验雷诺数e越大,脉动压力均方根越大,也说明压力脉动越强烈.2.2壁面脉动压力与近壁湍动速度相关分析根据测试获得的样本记录,将不同方案同步测量的壁面脉动压力与离壁面不同距离处的湍动速度进行相关分析J,按下式求取相关系数一壁圭::一[_j1T(州[1T(叫V结果表明,随着离壁面距离的增加,各方案壁面脉动压力与测点正上方湍动速度的最大相关系数减小,大附体的影响使最大相关系数显着下降,且两大附体影响的区别不明显.图6给出在20m/s风速下3个方案2}}点脉动压力与距壁面不同距离湍动速度的最大相关系数变化曲线.图63个方案壁面脉动压力及测点正上方湍动速度最大相关系数对比(=20m/s,2#点)Fig.6Maximalcorrelationcoefficientsofthewallpressurefluctuationsandnear.wallturbulentflowabove thetestpoints(V--20m/s.Point2) 图7固定高度处1#点上方湍动速度与不同测点壁面脉动压力最大相关系数对比(=20m/s,方案1)Fig.7Maximalcorrelationcoefficientsofnear.wallturbulentflOWabovepoint1atthefixedheight andthewallpressurefluctuationsofdifierent testpoint(=20m/s.Project1) 将1壁面上方固定高度处的湍动速度与同时得到的1#,2#点处的壁面脉动压力进行相关分析可知,湍动速度与1}}点处的壁面脉动压力最大相关O0000O菩【1]'i《一10江苏科技大学(自然科学版)第24卷系数比湍动速度与2#点处的壁面脉动压力最大相关系数要大(如图7给出的2个固定高度处的湍动速度与1}},2}}点处的壁面脉动压力最大相关系数的结果所示),可见壁面脉动压力与其测点正上方而不是前或后的近壁湍动速度具有更强的相关性. 2.3航行体尾湍流频率特性子波分析为得到脉动压力与湍动速度中所包含的湍涡信息,对测试信号进行子波分析J.子波母函数选用 ,2Morlet子波(t)=e—Te,,式中tO0为常数. 子波变换是按涡的尺度分解湍流的一种有效工具,子波能谱图反映了不同尺度的湍涡结构对湍流能量的贡献,对子波系数进行分析则可以得到脉动信号某一时刻的频率特性,可作为湍流尾流间歇性分析的有效技术手段.图8为方案3,在20m/s风速下,1#点距离壁面高度Z=35mm处的湍动速度子波能谱图和子波系数图.图9为相应的壁面脉动压力的子波系数和子波能谱图.对比脉动压力与湍动速度的子波系数和子波能谱图可知,湍动速度出现了更多的含能量较多的子波分量,但与强烈脉动压力出现的时刻不一致, 表明湍动速度与脉动压力相互作用,既有相位差, 同时也是非线性的,二者含能的主要区域均处在相对低频区域.a'1)强萎a)周期与能量对应b)子波系数等值线图8湍动速度子波分析(方案3,=20m/s,Z=35mm)Fig.8Wavelet-analysisofnear-wallturbulentvelocity(Project3.=20m/s,Z=35mm) O0O50.】00l502O0.25d/Sa)周期与能量对应sb)子波系数等值线图9壁面脉动压力子波分析(方案3,=20m/s) Fig.9Wavelet-analysisofthewallpressurefluctuations(Project3,=20m/s) l412一l0r8罢景642【蝴【1rJ僦蝴烈0200400600800 州za)l#点b)2}}点图10脉动压力功率谱分析(方案3.v=20in/s)Fig.10Powerspectrumanalysisofthewallpressurefluctuations(Project3.=20m/s) 第1期田于逵,等:水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试11图1O,11为1#,2#点的壁面脉动压力信号功率谱分析及子波能谱比较示例.可见脉动压力的主要频率成分较少且较为固定.1#,2#点脉动压力能量峰值对应的频率周期基本一致,能量主要集中在T=0.06s,T=0.008s2个时间周期上,但1#点能量峰值大于2#点能量峰值.a)1#点b)2#点图ll脉动压力周期与能量对应(方案3,=20m/s)Fig.11Wallpressurefluctuationsperiodvs.energy(Project3,=20m/s) 3结论利用轴对称的水下航行体光体模型及2个尺度不同的大附体模型,在风洞中进行了航行体尾湍流壁面脉动压力与近壁湍流同步测试分析研究,得出以下结论:1)统计分析表明,距航行体壁面越近,湍流脉动越强;大附体使远离壁面处的湍流积分长度减小;壁面上后测点脉动压力均方根较前测点要小,实验雷诺数越高,压力脉动越强烈.2)对同步测量的脉动压力及湍动速度进行相关分析发现,随着距航行体壁面距离增加,二者最大相关系数减小;光体情况的最大相关系数比有大附体时要大;壁面脉动压力与其正上方而不是前后的近壁湍动速度具有更强的相关性.3)由'?贝4试结果子波分析可知,近壁湍动速度以低频信号为主要成分,其中含有多种不同尺度的涡;相对而言,壁面脉动压力主要频率相对较少且固定,主要与航行体尾湍流大尺度涡结构相联系,二者均以低频区域为含能的主要区域,其相互作用既有相位差存在,同时也是非线性的.参考文献(References)[1]HuangTT.Measurementofflowoveranaxisymmetricbodywithvariousappendagesinawindtunnel[C]//19thSymposiumonNavalHydro—dynamics.Korea:[S.n.], 1992.[2]GrovesNC,JiangCW,LiuYN.Turbulenceatthesternofanaxisymmetricmodelwithandwithoutremova—bleappendages[R].AD—A246217,USA:[S,n.], 1992.[3]GoodyMC,SimpsonRL,ChesnakasCJ.Separatedflowsurfacepressurefluctuationsandpressure—velocitycorrelationonprolatespheroid[J].A,2000,38(2): 266—274.[4]GoodyMC,SimpsonRL.Surfacepressurefluctuations andpressure—velocitycorrelationproducedbyaseperated flowaroundaprolatespheroidatincidence[J].A, 1997,33(1/2):71—165.[5]SirvienteI,PatelVC.Experimentsintheturbulentnear wakeofanaxisymmetricbody[J].A,1999,37 (12):1670—1673.[6]DoolanCJ,CotonFN,GalbraithRAMcD.Measure—mentofthree?-dimensionalvorticesusingahotwireane?-mometer[C]//30thAIAAFhlidPynamicsConference. NorfolkVA,USA:AIAA,1999.[7]LiuYingzheng,KeFeng,WangWeizhe,eta1.Pressure—velocityjointmesuremei~tsofawall—boundedturbulentshearflow[J].JournalofHydro@namics,2006,18 (3):315—318.[8]彭玉华.子波变换与工程应用[M].北京:科学出版社,2fm0(责任编辑:李玲)。

动态失速初步介绍，传统的静态失速认为，当翼型来流迎角增大到某一定值时，在翼型表面会出现大规模流动分离而导致升力突然下降和阻力的突然增加[1]。

，p在20世纪40年代，Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[2]。

但由于当时人们对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以并未对这一现象进行深入研究。

翼型运动方式不同对其升力的影响[3]直到60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。

[]Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。

70年代后，McCroskey[5]等对动态失速现象进入年代后M C k[5]作了许多实验研究，使得人们对动态失速的发生机理有了更进一步的认识。

有进的识[],1988年Carr L W在他的文章[6]中指出动态失速的基本特征是流畅中存在复杂的非定常分离和大尺度涡旋结构，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。

年Ekaterinaris[7]等对过去人们研究翼型动1998Ek t i i[7]态失速所采用的数值方法和研究成果进行了比较全面的总结，表面翼型俯仰运动的折合频率、振全的总结表型俯仰动的折合频率振幅角、平衡迎角、转轴位置和来流马赫数等因素都对失速涡的强度、发展和脱落有着直接影响，同时翼型的几何形状极大的影响动态失速特性同时翼型的几何形状也极大的影响动态失速特性一次振荡过程边界层发生逆流前缘发生流动分离，产生涡流涡沿着弦向流动，产生额外升力涡脱离翼型，进入深度失速下俯直到边界层再次依附，，综上，与传统的静态升力不同，动态失速现象是个非常复杂的非线性问题。

如果想得到精确的解则必须求解NS方程，而解NS方程方面所需计方程一方面所需计算时间比较久，另一方面由于是强烈的分离流动，选择合适的湍流模型也很困难。

所以现在工程选择合适的湍流模型也很困难所以现在工程上一般使用经验或者半经验的动态失速模型来预测升力曲线。

测升力曲线湍流模型的影响几种不同的湍流模型算出的动态失速升力曲线。

旋翼翼型动态失速模型参数识别及应用柳泉;胡国才;雷卫东【摘要】On the basis of the characteristics of Leishman-Beddoes (L-B) dynamic stall model, the method of parameters identification was put forward in order to expand the application range of L-B dynamic stall model and adapt to dynamic stall analysis of specific airfoil. The dynamic stall lift and drag were calculated with the parameters identified from the stat⁃ic stall lift and drag curves of SC-1095, the results agreed well with the experimental value.%为了拓展Leishman-Beddoes（L-B）动态失速模型的应用范围，以适应特定翼型的动态失速分析，在详细分析L-B动态失速模型特点的基础上，提出一种模型参数的识别方法。

以SC-1095翼型为例，采用其静态升阻特性数据，对L-B动态失速模型中的参数进行了识别，并据此对该翼型的动态失速升阻特性进行了数值计算，计算结果与试验值吻合良好。

【期刊名称】《海军航空工程学院学报》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】5页(P129-133)【关键词】旋翼;翼型;动态失速;参数识别【作者】柳泉;胡国才;雷卫东【作者单位】海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001;海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001;海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001【正文语种】中文【中图分类】V212.4动态失速是指在直升机旋翼旋转过程中，旋翼剖面翼型迎角呈现非定常变化，当迎角超过临界值时，翼型升力系数并不与静态失速模型描述的一样直接发生失速，而是产生失速延迟的现象。

I摘要H 型风力发电机作为一种新型的风能利用设备逐渐受到人们的重视。

相比于目前广泛应用的水平轴风力机，H 型风力机在制造、运行和维护等方面有诸多优点。

但目前H 型风力机的气动分析和设计理论并不完善，现有的动态失速模型不能准确反应叶片的动态失速特性，翼型参数对叶片动态失速性能的影响尚不明确，这些问题都为H 型风力机的分析和设计带来了困难。

本文以H 型风力机的基础翼型——NACA 4-dig 系列翼型为研究对象，结合H 型风力机的运行特点，简化了双致动盘多流管理论，改进了现有的动态失速模型。

通过数值模拟的方法研究了H 型风力机翼型的主要参数对动态失速性能的影响。

最后设计了一种H 型风力机叶片专用的涡流发生器，并通过试验验证其对叶片动态失速的改善效果。

本文研究的主要内容包括：基于H 型风力机工作时的非定常气动特性，提出了下风区局部叶尖速比的概念，简化了双致动盘多流管理论，在此基础上对B-L 和MIT 等动态失速模型进行改进。

将改进模型计算结果与实验数据对比后发现：MIT 改进模型对上风区的切向力系数和下风区的法向力系数预测精度较高；B-L 改进模型对上风区法向力系数和下风区切向力系数的计算结果与实验数据吻合良好。

使用数值模拟的方法对叶片翼型表面的流动情况进行研究，观察翼型表面涡的产生、发展、分离、相互诱导和再附着过程。

对比不同厚度、不同弯度的翼型在不同叶尖速比下呈现出的失速特性发现：在低叶尖速比工况下，增大翼型弯度和厚度可以提高切向力系数；高叶尖速比时，小弯度(4%t ≤)，薄翼型(12%f ≤)有更好的气动性能。

根据H 型风力机的工作特性，确定涡流发生器在叶片上的布置方式和设计参数，试验验证涡流发生器对叶片动态气动特性的改善效果。

试验发现：涡流发生器在低叶尖速比下(2λ≤)改善效果尤为明显，当=1.5λ时，升力系数峰值提高了37.5%。

本文的研究为H 型风力机专用叶片的设计提供了指导。

将涡流发生器应用于H 型风力机叶片，在改善叶片失速性能方面取得了良好的效果。

不同风速下风力机动态特性研究杜标;李雪斌;王龙;李亮;孙伦业【摘要】风力机在复杂大气环境中使用会经受超出设计值的动态载荷,产生动态失速问题,导致风力机性能及使用寿命下降.为了研究风力机翼型动态失速特性,选取不同风速条件下的6种工况 (风速范围为15m/s-40m/s),选用CFD方法,利用S-A湍流模型,对绕翼型1/4弦长点作正弦振荡中的翼型进行模拟计算.获取不同风速下的升力系数迟滞闭环规律,给出了一个完整振荡周期中不同时刻的流场分布,描述脱落涡从翼型表面发生、扩散、破碎的运动过程.通过研究动态失速升力系数迟滞闭环规律,发现其升力系数与风速呈线性增长关系,迟滞闭环的面积在风速小于35m/s下也随之增大.所研究的结果对风力机设计制造和维护具有指导意义.【期刊名称】《制造业自动化》【年(卷),期】2017(039)012【总页数】5页(P86-89,94)【关键词】风力机翼型;动态失速;计算流体力学【作者】杜标;李雪斌;王龙;李亮;孙伦业【作者单位】安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001;安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001;安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001;安徽理工大学力学与光电物理学院,淮南 232001;安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001【正文语种】中文【中图分类】TK830 引言风电作为一种环保可再生资源受到世界各国的重视，而在风力机组工作中，其成本的75%～90%主要来源于制造和维护风力机。

风力机需要维护主要是因为在使用中受到复杂大气环境的影响，其中动态失速问题尤为严重。

动态失速指一个振荡周期内的压力面在超过其临界迎角时绕流流场发生失速和非定常分离的现象[1]，与静态失速相比较，叶片所受动态载荷更大，其问题更贴近风力机实际工况。

因为获取翼型在不同工况的完整实验数据进行的风洞试验费用较高，利用计算流体力学（CFD）数值模拟[2]研究翼型气动特性的方法得到广泛使用。

动态失速初步介绍，传统的静态失速认为，当翼型来流迎角增大到某一定值时，在翼型表面会出现大规模流动分离而导致升力突然下降和阻力的突然增加[1]。

，p在20世纪40年代，Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[2]。

但由于当时人们对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以并未对这一现象进行深入研究。

翼型运动方式不同对其升力的影响[3]直到60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。

[]Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。

70年代后，McCroskey[5]等对动态失速现象进入年代后M C k[5]作了许多实验研究，使得人们对动态失速的发生机理有了更进一步的认识。

有进的识[],1988年Carr L W在他的文章[6]中指出动态失速的基本特征是流畅中存在复杂的非定常分离和大尺度涡旋结构，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。

年Ekaterinaris[7]等对过去人们研究翼型动1998Ek t i i[7]态失速所采用的数值方法和研究成果进行了比较全面的总结，表面翼型俯仰运动的折合频率、振全的总结表型俯仰动的折合频率振幅角、平衡迎角、转轴位置和来流马赫数等因素都对失速涡的强度、发展和脱落有着直接影响，同时翼型的几何形状极大的影响动态失速特性同时翼型的几何形状也极大的影响动态失速特性一次振荡过程边界层发生逆流前缘发生流动分离，产生涡流涡沿着弦向流动，产生额外升力涡脱离翼型，进入深度失速下俯直到边界层再次依附，，综上，与传统的静态升力不同，动态失速现象是个非常复杂的非线性问题。

如果想得到精确的解则必须求解NS方程，而解NS方程方面所需计方程一方面所需计算时间比较久，另一方面由于是强烈的分离流动，选择合适的湍流模型也很困难。

所以现在工程选择合适的湍流模型也很困难所以现在工程上一般使用经验或者半经验的动态失速模型来预测升力曲线。

测升力曲线湍流模型的影响几种不同的湍流模型算出的动态失速升力曲线。

万方数据６飞行力学第２８卷为１．６％ｃ、厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ，模型和计算网格如图２所示。

图２ＧＦ模型和计算网格翼型运动的控制方程为：ａ（ｔ）＝１２。

＋５０ｓｉｎ（２ｋｔ）式中，平衡迎角１２０；振幅５ｏ；减缩频率ｋ＝０．０４７。

计算状态为：Ｍａ。

＝０．２，Ｒｅ＝２×１０６。

图３给出了ＮＡＣＡ加装ＧＦ前后的升力与俯仰力矩动态特性。

图３升力与俯仰力矩迟滞特性由图可见，在俯仰振荡过程中，与静态相比，气动力均存在明显的滞后，这是振荡过程中流动的分离点和附着点明显不重合造成的。

在上仰过程中，流动随迎角增加从附着到分离；而从最大迎角开始下俯的过程中，流动随迎角减小从分离到再附着，在该过程中，流动的分离点和附着点会明显不重合。

ＧＦ对翼型动态气动性能的影响与静态有很多相似之处，均增加了翼型的有效弯度，使升力曲线明显上移，最大升力系数和失速迎角分别增加了４２．４％和０．７。

，产生了很大的低头力矩增量。

过大的附加低头力矩是直升机旋翼不能接受的，这是目前ＧＦ没有应用于直升机旋翼的原因之一。

图４给出了加装ＧＦ前、后平衡俯仰角附近的流谱。

可以看出，二者的共同点是在上仰过程中，前缘涡沿着翼型的上表面向后传播，该前缘涡类似于许多昆虫翅翼非定常运动中所形成的高能量前缘涡流，随迎角增加扩张至整个翼面，从而使振荡翼型获得了很大的动态升力。

ＮＡＣＡ翼型比安装ＧＦ后翼型的前缘高能量涡流形成和溢出的更早，带来的动力失速也更早。

此外，安装了ＧＦ的ＮＡＣＡ翼型，在下俯过程中，流动的再附着也要早于ＮＡＣＡ，因此，它的升力恢复也出现的早。

图４平衡俯仰角附近的流谱（左：ＮＡＣＡ；右：ＮＡＣＡ＋ＧＦ）上述结果表明，对俯仰振荡运动，ＧＦ具有明显的动态增升作用，并可提高翼型的动态失速性能，但同时也带来较大低头力矩增量，这是不希望出现的情况。

下面将进一步探讨改进的ＧＦ对改善翼型动态失速性能的可行性。

３改进ＧＦ应用于振荡翼型由于传统ＧＦ在改善翼型动态失速性能方面存在低头力矩增量过大问题，本文对传统的ＧＦ进行万方数据笫４期王元元等．Ｇｕｍｅｙ襟翼改善翼型动态失速特性研究７了改进，即在翼型后缘安装不对称的ＧＦ。