翼型动态失速研究

翼型低速动态气动特性的实验技术研究张理想;解亚军【摘要】飞行器超过失速迎角后,其动态失速气动特性与静态气动特性迥然不同.为了分析飞行器失速后的非定常气动特性,文中设计了一种翼型低速动态测压实验方法,通过改变翼型的振幅和振动频率,研究了翼型俯仰、沉浮振动的非定常气动特性,分析了各种因素对动态失速特性的影响.俯仰运动时,翼型升力随振动频率的增加而增大,失速延迟.在沉浮运动中,当频率较小时,翼型的升力和失速迎角受振幅的影响较为明显.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2010(030)005【总页数】3页(P140-142)【关键词】翼型;气动特性;动态失速;俯仰运动;沉浮振动【作者】张理想;解亚军【作者单位】西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072;西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.240 引言由于物体动态运动的非定常特性,尤其是飞行器超过失速迎角后,其动态失速的气动特性与静态相比迥然不同。

它对飞行器的高机动飞行,操稳控制,结构强度和刚度,乃至使用寿命都有很大的影响。

文中通过运用非定常动态压力测量方法,研究了模型作俯仰运动、沉浮运动时的非定常动态气动特性,深入理解并分析了各种因素对动态失速特性的影响。

1 实验设备和模型1)风洞。

实验是在西北工业大学翼型研究中心的NF-3风洞二元实验段进行的,该实验段截面为高1.6m、宽3m 的矩形,长8 m,收缩比为20,最大风速130m/s,气流的紊流度为0.045%。

2)模型。

实验模型为NACA0012模型,为钢木混合结构,弦长0.6m,展长1.6m。

在模型展长中段上下表面沿弦向一共布20个动态测压传感器,在其上端200mm处的上下表面布置 54个静态测压孔。

模型通过滚珠轴承把转轴支撑在上下洞壁上,在驱动系统的驱动下,可以自由的作正弦振动和沉浮运动。

3)模型驱动系统。

模型的驱动系统共包括如下几个部分:直流电动机、减速器、飞轮、偏心轮、联杆和直流电源等,如图1所示。

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。

南京航空航天大学硕士学位论文翼型非定常气动特性的研究姓名：***申请学位级别：硕士专业：流体力学指导教师：***20070101南京航空航天大学硕士学位论文摘要动态翼型流场是非常复杂的，特别是伴有动态失速时，流场更为复杂。

本文给出了翼型非定常气动和动态失速特性的高效工程计算方法，不仅可以计算振荡翼型和变距翼型的非定常气动特性，方法中还包括了翼型的沉浮运动和变风速效应。

计算理论和方法考虑了动态翼型绕流的物理特性，附着流的非定常气动特性由阶跃响应方法估算；引入Kirchhoff流动理论来模拟后缘分离产生的非线性气动特性，并通过一阶滞后方法考虑前缘压力和附面层对动态条件的响应；经验地模拟动态失速时前缘涡的产生、移动和脱落过程中产生的涡致升力及相关俯仰力矩的变化。

计算结果与相关的风洞实验数据进行了比较，验证了计算程序的有效性。

本文对翼型在单独俯仰振荡、等速上仰、单独沉浮振荡、俯仰沉浮耦合振荡和非定常自由来流作用下的非定常特性进行了大量计算，从而对翼型非定常特性的参数影响进行分析，有助于理解和研究翼型在各种动态条件下的非定常气动特性，为建立和改进动态气动模型打下坚实的基础。

关键词：非定常空气动力，阶跃响应，动态失速，俯仰运动，沉浮，非定常自由来流，等速上仰翼型非定常气动特性的研究AbstractFlows over a dynamic airfoil are very complex, especially with dynamic stall. This paper presents a highly efficient engineering prediction method for the unsteady aerodynamic and dynamic stall characteristics of airfoils. Using this scheme, not only can the unsteady aerodynamic characteristics of an airfoil under oscillation and ramp be calculated, but also the plunging motions of an airfoil and the effects of varying inflow can be counted for. The method is based on the physical feature of an airfoil under dynamic motion, in which unsteady effects during attached flow conditions are simulated by the superposition of indicial aerodynamic responses. Nonlinearities in aerofoil behavior, related to small amounts of trailing edge separation, are represented using a Kirchhoff flow model. The movement of the unsteady flow separation point is related to the static separation position via a deficiency function to allow for the leading edge pressure response and boundary layer response. The dynamic stall vortex induced force and the associated pitching moment are represented empirically in a time-dependent manner during the formation, shedding and transport of the leading edge vortex.The calculated results are compared with the experimental data, validating the effectiveness of the method. The model is subsequently used to calculate the unsteady aerodynamic characteristics of the NACA0012 airfoil undergoing oscillatory pitching, ramp pitching, plunging, coupled pitching/plunging and varying free stream velocity. Based on these large amounts of calculated results, the influences of a number of dynamic parameters on the aerodynamics are analyzed. This is helpful for understanding and investigating the airfoil unsteady aerodynamic characteristics under a variety of dynamic conditions and lays a sound foundation for modeling accurately unsteady aerodynamics and dynamic stall.Keywords: Unsteady aerodynamics, Indicial response, Dynamic stall, Pitching motion, Plunging, Unsteady velocity, Ramp pitching南京航空航天大学硕士学位论文图清单图2.1 NACA0012翼型的典型临界法向力系数 (13)图2.2平板的Kirchhoff流场模型 (15)图4.1南航非定常风洞简图 (26)图4.2自由来流速度变化曲线 (27)图4.3俯仰振荡时计算与实验的法向力系数比较k＝0.024，()tωαcos= (36)15−15图4.4俯仰振荡时计算与实验的法向力系数比较k＝0.071，()tωαcos= (36)15−15图4.5俯仰振荡时计算与实验的法向力系数比较k＝0.047，()tωαcos= (36)1015−图4.6沉浮振荡时计算与实验的法向力系数比较 (37)图4.7非定常自由来流时实验中的升力系数 (37)图4.8非定常自由来流时计算的升力系数 (37)图4.9俯仰振荡时缩减频率05≤k下的法向力系数比较 (38).00≤图4.10俯仰振荡时缩减频率05≤k下的俯仰力矩系数比较 (38)0≤.0图4.11俯仰振荡时缩减频率05≤k下的弦向力系数比较 (38).00≤图4.12俯仰振荡时缩减频率05k下的法向力系数比较 (39).0≥图4.13俯仰振荡时缩减频率05.0k下的俯仰力矩系数比较 (39)≥图4.14俯仰振荡时缩减频率05≥k下的弦向力系数比较 (39).0图4.15俯仰振荡时不同马赫数下的法向力系数比较 (40)图4.16俯仰振荡时不同马赫数下的俯仰力矩系数比较 (40)图4.17俯仰振荡时不同马赫数下的弦向力系数比较 (40)图4.18俯仰振荡时不同平均迎角下的法向力系数比较 (41)图4.19俯仰振荡时不同平均迎角下的俯仰力矩系数比较 (41)图4.20俯仰振荡时不同平均迎角下的弦向力系数比较 (41)图4.21俯仰振荡时不同振幅下的法向力系数比较 (42)翼型非定常气动特性的研究图4.22俯仰振荡时不同振幅下的俯仰力矩系数比较 (42)图4.23俯仰振荡时不同振幅下的弦向力系数比较 (42)图4.24等速上仰时计算与实验的法向力系数和俯仰力矩系数比较 (43)图4.25等速上仰时不同俯仰率下的法向力系数比较 (43)图4.26等速上仰时不同俯仰率下的俯仰力矩系数比较 (44)图4.27等速上仰时不同马赫数下的法向力系数比较 (44)图4.28等速上仰时不同马赫数下的俯仰力矩系数比较 (44)图4.29沉浮运动时有效迎角的变化 (45)图4.30沉浮振荡时不同频率下的法向力系数随时间变化的比较 (45)图4.31沉浮振荡时不同马赫数下的法向力系数随时间变化的比较 (45)图4.32沉浮振荡时不同振幅下的法向力系数随时间变化的比较 (46)图4.33沉浮振荡时不同迎角下的法向力系数随时间变化的比较 (46)图4.34俯仰和沉浮振荡耦合后法向力系数的比较 (46)图4.35俯仰和沉浮振荡耦合后俯仰力矩系数的比较 (47)图4.36俯仰和沉浮振荡耦合后不同马赫数下法向力系数的比较 (47)图4.37俯仰和沉浮振荡耦合后不同马赫数下俯仰力矩系数的比较 (47)南京航空航天大学硕士学位论文注释表a 音速A i 响应函数的系数b i 响应函数的系数i b ′ 差值函数的系数c 弦长C N 法向力系数1N C 法向力系数的临界值m C 俯仰力矩系数0m C 零升力矩T C 弦向力系数D C 阻力系数0D C 零升阻力系数L C 升力系数p C 压强系数p D 差值函数v C 涡升力系数v CP 压力中心特性f D 分离点的差值函数f 后缘气流分离点h 沉浮加速度0K 1/4弦长点与气动中心的距离1K 指出了压力中心随分离流动区域增长的移动方向2K 用来描述失速中力矩急剧改变的形状n N K 计算涡升力系数涉及的变量 M 马赫数 N 法向力 P 当地压强 q 俯仰率 n E q 环量俯仰力矩的插值函数 q 2/c q α= S 折合时间S=2Vt/c 1S ，2S 计算分离点f 涉及到的系数，确定了静态失速的特性 t S Strouhal 数 f T ，q T ′，q T ，p T ，S T ，αT ′ 与马赫数相关时间常数 v T 涡耗散时间常数 vl T 涡到达后缘所需的时间 U 自由来流速度 w 上洗速度 E w 受边界条件影响的诱导速度 )(j n X ，)(j n Y 差值函数 ac x 压力中心 0α 零升迎角 1α 静态失速迎角 E α 有效迎角 )(j ∆ 插值函数系数 φ 响应函数 η 修复因子 v τ 无量刚的涡时间系数承诺书本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立进行研究工作所取得的成果。

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。

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。

风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损研究风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损研究随着可再生能源的快速发展，风能被广泛应用于发电领域。

作为风能利用的核心设备，风力机的性能和可靠性对发电效率和安全运营至关重要。

然而，风力机在特定环境条件下可能会遇到挑战，其中之一就是风沙环境。

风沙对风力机的翼型动态失速特性和磨损可能产生不可忽视的影响。

本文将探讨风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损的研究。

风力机的翼型动态失速特性是指在气流中运行时，翼型在失速边界范围内的非定常特性。

翼型失速会导致风力机的发电效率下降，进而损失电能。

在风沙环境下，由于气流中含有颗粒物质，其对翼型的影响将使翼型失速特性发生变化。

风沙对翼型的影响可以通过实验和数值模拟方法进行研究。

一般来说，风沙颗粒在气流中运动时会受到重力和流动力的共同作用。

这些颗粒会与翼型表面产生摩擦和冲击，从而改变翼型的表面形态和流动特性。

风沙的存在使得风力机翼型在运行过程中会受到额外的气动和结构载荷，从而加速翼型的磨损过程。

为了研究风沙对风力机翼型的磨损影响，可以通过在实验室中进行模拟试验，或者在自然环境中进行实地观测。

通过实验室模拟试验可以在控制条件下研究翼型在风沙环境下的失速特性和磨损情况。

首先，可以选择代表典型风沙成分的颗粒进行实验，如石英颗粒。

实验中将翼型放置在风洞中，并通过控制风速和颗粒浓度模拟真实环境中的风沙情况。

根据实验数据可以得出风沙环境下翼型的失速特性曲线，并评估失速对发电效率的影响。

另一方面，自然环境中的实地观测可以更真实地揭示风沙对风力机翼型的磨损影响。

通过在风沙环境下对多台风力机进行长期观测，可以获得翼型磨损情况的实际数据。

观测可以利用各种传感器和监测设备，如磨损传感器和加速度计等，对风力机翼型进行磨损监测。

这些观测数据可以用于评估风沙对风力机可靠性和寿命的影响，并为翼型设计和维护提供参考。

综上所述，风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损的研究对于提高风力发电的可靠性和经济性具有重要意义。

关于高机动性飞机机翼构型失速特性的探究141090046 胡景轩摘要：失速，是指机翼在攻角（翼弦与自由流/相对风流的夹角，也称仰角）超过某个临界值后，举力系数随攻角增大而减小的现象。

当失速时，飞机无法获得足够的升力，于是开始坠落，伴随着失控的俯冲颠簸运动和发动机振动等情况。

据统计，和平年代超过三成的军机坠毁事故与失速现象有关，在设计与使用一款飞机的过程中，不可避免要考虑到应对这一现象。

本文从高机动性飞机机翼形状和结构角度出发，对不同类型机翼的失速特性进行了一点探究。

关键词：失速高机动性飞机攻角翼型机翼平面构型涡流气流分离气泡现代战争中，具有高机动性能的军用飞机扮演着不可或缺的角色。

但无论科技如何发展，这些形形色色的飞机都面临着一个共同的问题：如何在做出高过载机动之后还维持着飞机正常的升力特性。

在这其中，失速问题可谓是重要的一环。

所谓失速，是指机翼在攻角（翼弦与自由流/相对风流的夹角，也称仰角）超过某个临界值后，举力系数随攻角增大而减小的现象。

当失速时，飞机无法获得足够的升力，于是开始坠落，伴随着失控的俯冲颠簸运动和发动机振动等情况。

据统计，和平年代超过三成的军机坠毁事故与失速现象有关，在设计与使用一款飞机的过程中，不可避免要考虑到应对这一现象。

本文从高机动性飞机机翼形状和结构角度出发，对不同类型机翼的失速特性进行了一点探究。

机翼的作用是产生升力，也起到一定的稳定和控制作用。

而失速现象的本质就是上翼面气流出现严重分离，导致举力系数骤降，飞机无法产生足够的升力而下落。

具体而言有三种失速形式：后缘分离、前缘长气泡分离和前缘短气泡分离。

一般说来，对于较厚的翼型（例如厚度在12%以上），气流从后缘开始分离。

随着攻角增大，分离区逐渐向前扩展。

对于薄翼型，当攻角不很大时，在翼型前缘形成分离气泡；视翼型和雷诺数（表征流体流动情况的无量纲数）不同，前缘气泡有长泡和短泡之分，长泡只发生在很薄的翼型上。

高机动性飞机的机翼平面形状大体可分为矩形翼、梯形翼、后掠翼、前掠翼、三角翼、鸭式三角翼、双三角翼、箭形翼、边条翼等，其气动特性各不相同，分别适用于不同作战目的的飞机。

第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于运动嵌套网格的旋翼翼型动态失速数值分析赵国庆招启军王清（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016）摘要：基于运动嵌套网格和N-S方程，建立了旋翼翼型非定常状态气动特性的数值分析方法。

在该方法中，首先采用Poisson方程方法生成围绕旋翼翼型的粘性贴体正交网格，并自动生成相应的笛卡尔背景网格，然后采用最小距离法生成两者之间的运动嵌套网格。

在此基础上，以计入粘性影响的雷诺平均N-S方程为流场求解控制方程，采用双时间方法发展了一套旋翼翼型动态失速分析方法，其中旋翼翼型非定常振荡过程的翼型网格和背景网格的信息传递采用双线性插值方法。

应用以上方法，以旋翼翼型NACA0012为对象验证了本文动态失速数值模拟方法的有效性，并开展了减缩频率对翼型非定常气动力影响的研究。

关键词：旋翼；翼型；运动嵌套网格；动态失速；N-S方程1引言旋翼的动态失速现象对旋翼的升力、阻力、力矩以及振动特性都有重要影响，成为制约直升机旋翼气动性能提高的主要原因[1]，而旋翼翼型的动态失速是其具体体现。

因此，关于翼型在动态失速情况下的气动性能的研究一直是直升机技术研究领域的一个重点和难点，具有重要的理论和实际应用价值。

翼型动态失速的基本特征是翼型表面发生的复杂的非定常分离和大尺度漩涡结构[2]，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。

Leishman和Beddoes[3]提出了针对NACA0012翼型动态失速计算的L-B 模型，L-B模型是在大量试验数据基础上发展的基于调控参数的翼型动态失速计算模型。

然而L-B模型仅对特定翼型适用，对不同翼型的模拟并不能一劳永逸的解决；并且在来流马赫数过高或是过低，如低于0.3或高于0.8时，均无法对翼型非定常气动力进行有效模拟；另外，L-B模型在迎角减小下的再附着流的计算值同试验值相比有很大偏差。

因此，近年来随着计算流体力学的飞速发展，国内外许多学者对翼型动态失速现象采用CFD方法展开了大量数值分析研究[4-7]。

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。

旋翼翼型低速动态失速研究孔卫红;陈仁良;孙振航【摘要】为了提高旋翼翼型动态失速模拟的精度,基于动态混合网格技术和ALE形式的RANS控制方程,构建了一套可用于低速流场中旋翼翼型动态失速分析的计算方法.采用守恒变量形式的低速预处理技术,解决了由于特征值差异过大引起的收敛困难问题;在物面采用层推进泊松方程光顺法生成结构网格,以获得较好贴体性和正交性;采用分离流中应用广泛的 k-ω SST湍流模型捕捉深失速下流场的大分离特性.计算结果表明该计算方法可以有效地分析不同马赫数下的旋翼翼型动态失速,收敛精度有不小于两个数量级的提升.针对低速流场不同马赫数下深失速的流场特征的计算分析表明,马赫数对动态失速的迟滞特性具有明显的规律性影响.%In order to improve the precision in the simulation of rotor airfoil dynamic stall,a numerical method based on hybrid grid and RANS equations in ALE form is established which is available for ana-lyzing dynamic stall of rotor airfoil in low-speed flow.The low-speed preconditioning method is adopted in the form of conserved variables to solve the problem hard to converge due to the big difference in ei-genvalue.Structured grid on the wall is generated using advancing-layer Poisson equation,which pos-sesses better texture and orthogonality.The widely used k-ω SST turbulent model is applied to capture the characteristics of the large separation in the deep stall.The calculation results show that this method can effectively analyze the dynamic stall of rotor airfoil under different Mach numbers,and the conver-gence accuracy is increased by no less than 2 orders of magnitude.The computational analysis of the flow field characteristics ofdeep stall with different Mach numbers indicates that the Mach number has obvious regularity influence on the hysteresis characteristic of dynamic stall.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2018(050)002【总页数】8页(P213-220)【关键词】翼型;动态失速;预处理技术;低速流场【作者】孔卫红;陈仁良;孙振航【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.3动态失速现象在旋翼运动中尤为显著，旋翼桨叶在旋转过程中，来流速度、安装角等发生周期变化，加上旋翼尾迹畸变诱导的非均匀入流，会导致桨叶剖面在不同方位角处的迎角有很大差别。