Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究
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翼型动态失速研究页数:8
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风力机翼型转捩与失速特性的数值计算页数:5
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缩进式Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究
采 用 有 限体 积 法离 散控 制 方 程 ， 流项 采用 二 对 阶迎 风格 式 ， 散项采 用 中心差分 格式 ， 力 速度耦 扩 压 合采 用基 于压力 的耦合 算 法 处理 ， 散 代 数 方程 组 离 采用 Ｇ ｕ ｓ ｅｄｌ ａ ｓ —Ｓ ｉｅ 迭代 法求解 ．
２ 计 算 结 果 分 析
献 ［２ 通 过 风洞模 型 实 验 ， １］ 在垂 直 轴 风 力 机 叶片 尾 缘 加装 不 同高度 的正 常式 Ｇ ｒｅ 襟 翼 ， 过测 量 风 ｕｎ ｙ 通 力机 功率 发 现 ： 垂 直 轴 风力 机 叶 片 尾缘 加 装 Ｇ ｒ 在 ｕ— ｎｙ襟 翼能 够 提 高 风 力 机 发 电功 率 ， 探 讨 了 Ｇ ｒ ｅ 并 ｕ－ ｎｙ襟 翼控 制 风力机 性 能 的流动 机理 ． ｅ 作者 对 大 厚 度 、 雷 诺 数 风 力 机 专 用 翼 型 低
２ １一 ｐ ＇ ～ Ｏ （ Ｆ ） ｏｏ １ ｋ ， ２
Ⅲ ｕ Ｊ Ｏ ＾ ｝
（） ２
数值 研究 ， 讨缩 进 式 Ｇ ｒｅ 探 ｕｎｙ襟 翼对 风 力 机专 用 翼 型气 动性 能 的影 响规 律 ， 研究 了最 佳襟 翼位 置 ． 并
收 稿 日期 ： ０ １— ９—２ ２１ ０ ５
ｙ ＝ 。卢 ‘ 一 。 （ ／ ） １ 。 卢 （ ） 。 ｋ ￣ －．
应 用 于远壁 区域计 算 的常数 为 ：
ｏ＾ ｒ２： １ ０，ｏ ． ｒ ２＝０ ８ ６， ． ５
Ｆ ＝ｔ ｈ ａｇ） ２ ａ （ｒ ， ｎ
ａ一ｘ ； ） ｒ ａ ， ｇ ２ ２
式 中：． ０ ３ ； ０ ＝ ．１ 涡量绝对值 ｎ＝ｌＵ Ｏ １ 【 ／ｙ ． Ｏ
Ｆ Ａ —Ｗ３—２ １加 装 缩 进 式 Ｇ ｒｅ Ｆ １ ｕｎｙ襟 翼 后 进 行 了
分段式Gurney襟翼对某型靶机气动特性的影响
第２ ８卷
第 ５期
空 气
动
力
学
学
报
Ｖ ｏ１ ８， Ｎｏ． ．２ ５
０ｃ ．， ０１ ｔ ２ ０
２１ ０ ０年 １ ０月
ＡＣＴＡ ＡＥＲｏＤＹ ＮＡＭ Ｉ ＣＡ Ｉ Ｉ Ｓ Ｎ ＣＡ
文章 编 号 ： ２ ８１ ２ （ ０ ０ Ｏ ５ ８Ｏ ０ ５ — ８ ５ ２ １ ） ５Ｏ １ 一 ７
Ｇｕ ｎ ｙ襟 翼 是 一 种 置 于 翼 型 下 表 面 尾 缘 附 近 、 ｒｅ
襟 翼 可以在 中小攻 角 下 提 高靶 机 的升 阻 比 和最 大 升
高度很 小 的平 板 ， 能够 有 效 提 高翼 型 升 力 、 改善 全 机
阻 比 ， 造 成 有 侧 滑 情 况 下 靶 机 的横 航 向气 动 特性 但 （ 滚转力 矩 和偏航 力矩 ） 恶化 。最 近 ， ａｏ Ｅ ｔｎ等口 的研 究 表 明 ， 在 翼 展 的 一 定 范 围 内 安 装 Ｇｕｎ ｙ襟 只 ｒｅ 翼 —— 分段 式 Ｇ ｒ ｅ ｕ ｎ ｙ襟翼 ， 以改 变 机翼 载 荷 沿展 可 向的分 布 ， 而可 以控制模 型的气动 特性 。本 文将在 进 赵元立 等 工 作 的基础 上 ， 入研 究 分 段 式 Ｇｕｎ ｙ 深 ｒ ｅ
兼 顾 横 航 向特 性 的方 法 。在 靶 机 模 型 上 加 装 长 度 为 机 翼 半 展 长一 半 的平 板 Ｇ ｒｅ ｕｎ ｙ襟 翼 进 行 风 洞 测 力 实 验 ， 有 ／ 在 无侧 滑 角 的条 件 下 研 究 安 装 位 置 、 翼 高 度对 靶 机 纵 向气 动 特 性 和 横 航 向气 动 特 性 的影 响 ， 与全 长 度 Ｇｕｎｙ襟 襟 并 ｒｅ 翼 的 情 况 进行 了对 比 。研 究 发 现 ： 长度 Ｇｕｎ ｙ 翼 布 置 方 案 能 够 在 靶 机 纵 向 力 气 动 特 性 和 横 航 向气 动 特 性 间 半 ｒｅ 襟 取 得 性 能 平衡 ， 因此 ， 比于 全 长 度 Ｇｕｎｙ襟 翼 具 有 更 好 的 应 用 前 景 。 相 ｒｅ
第 ５期
空 气
动
力
学
学
报
Ｖ ｏ１ ８， Ｎｏ． ．２ ５
０ｃ ．， ０１ ｔ ２ ０
２１ ０ ０年 １ ０月
ＡＣＴＡ ＡＥＲｏＤＹ ＮＡＭ Ｉ ＣＡ Ｉ Ｉ Ｓ Ｎ ＣＡ
文章 编 号 ： ２ ８１ ２ （ ０ ０ Ｏ ５ ８Ｏ ０ ５ — ８ ５ ２ １ ） ５Ｏ １ 一 ７
Ｇｕ ｎ ｙ襟 翼 是 一 种 置 于 翼 型 下 表 面 尾 缘 附 近 、 ｒｅ
襟 翼 可以在 中小攻 角 下 提 高靶 机 的升 阻 比 和最 大 升
高度很 小 的平 板 ， 能够 有 效 提 高翼 型 升 力 、 改善 全 机
阻 比 ， 造 成 有 侧 滑 情 况 下 靶 机 的横 航 向气 动 特性 但 （ 滚转力 矩 和偏航 力矩 ） 恶化 。最 近 ， ａｏ Ｅ ｔｎ等口 的研 究 表 明 ， 在 翼 展 的 一 定 范 围 内 安 装 Ｇｕｎ ｙ襟 只 ｒｅ 翼 —— 分段 式 Ｇ ｒ ｅ ｕ ｎ ｙ襟翼 ， 以改 变 机翼 载 荷 沿展 可 向的分 布 ， 而可 以控制模 型的气动 特性 。本 文将在 进 赵元立 等 工 作 的基础 上 ， 入研 究 分 段 式 Ｇｕｎ ｙ 深 ｒ ｅ
兼 顾 横 航 向特 性 的方 法 。在 靶 机 模 型 上 加 装 长 度 为 机 翼 半 展 长一 半 的平 板 Ｇ ｒｅ ｕｎ ｙ襟 翼 进 行 风 洞 测 力 实 验 ， 有 ／ 在 无侧 滑 角 的条 件 下 研 究 安 装 位 置 、 翼 高 度对 靶 机 纵 向气 动 特 性 和 横 航 向气 动 特 性 的影 响 ， 与全 长 度 Ｇｕｎｙ襟 襟 并 ｒｅ 翼 的 情 况 进行 了对 比 。研 究 发 现 ： 长度 Ｇｕｎ ｙ 翼 布 置 方 案 能 够 在 靶 机 纵 向 力 气 动 特 性 和 横 航 向气 动 特 性 间 半 ｒｅ 襟 取 得 性 能 平衡 ， 因此 ， 比于 全 长 度 Ｇｕｎｙ襟 翼 具 有 更 好 的 应 用 前 景 。 相 ｒｅ
Gurney襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟
Ａｈ蛐哺ｃ ： Ｆ ｒ ｔ ｆａｌ ｉ ｃ ｈ ｕ ｂ ｌ ｎ ｅ ｍｏ ｅ ｆ ｃ ｓ ｎ ｍｅｉ ａ ｅ ｕ ｔ ，ｔ ｅ Ｎ ｔ ｉ ｌ，ｓ ｅ ｔ ｅ ｔｒ ｕ ｅ ｃ ｄ ｌａ ｅ ｔ ｕ ｒ ｌ ｓ ｌ ｓｏ ｎ ｃ ｒ ｓ ｈ ＡＣＡ ０１ ｉ ｏ ｉ ｌｔ ｄ ｂ ｓｎ ｐ ｌ Ｏ ５ ａｒ ｉ ｉ ｓ ｆ ｌ ｓ ｍｕａ ｅ ｙ ｕ ｉ ｇ Ｓ ａ－ ａｔＡｌ ｒ ｓａ ｄ Ｓ Ｔ ｋ ∞ ｍｏ ｅｓ ｓ ｐ ｒ ｔｌ ．Ｔ ｅ ｄ ｆ ｒ ｎ ｅ ｅｗｅ ｎ ｔ ｅ ｔ ｌ＇ ｌｎ３ ｄ ｌ ａ ｅ ｃ ｍｐ ｒｄ．ａ ｄ ｃ ｍｅ ｔ ｒ— ｌ ａ ｎ Ｓ 一 ｍａ ｄ ｌ ｅ ａ ａｅ ｙ ｈ ｉ ｅ ｅ ｃ ｓ ｂ ｔ ｅ ｈ ｗｏ ｔ ｌ ｕ ｅ （ ｍｏ ｅｓ ｒ ｏ ａｅ ｌｂ ｅ ｎ ｏ ｏ ａ
Ｉｏ＇ ａ ｅｌ ｅ Ｓ Ａ ｔｌ ｕ ｅ ｃ ｎ ｒ ｅ ｔ ｅ ｍｔ — ｕ ＇ ｌｎ ｅｍｏ ｅ ｏｔ ｉ ｉ ｏｌ ｂ ｄ ｌｔ ｈ ｓａｒ ｉ．Ａｎ ｈ ｎ ｎ ｍｅ ｉａ ｉ ｌｔ Ｉ ｒ ａｒｅ ｕ ｆ ｒＮ Ａ０ １ ｅｏ ｏｌ ｎ ｄ ￣ ｆ ｄｔｅ ｕ ｒｃ ｌ ｍｕ ａｉ ｌ ａ ｅ ｃ ｒｉｄ ｏ ｔ ｏ ＡＣ ｏ ５ ａ ｒ ｆ ｉ ｉ ｏ ｉ ． ｓ ＯＳ
ｅｌ ｎｗｔ ｉｅｅｔ ｅ ｈ Ｇ ｒｅ ａ ，ｈ ｅｇｔ ｆｈ ｆ ｐｉｒｓｅｔ ｅ ％ｃ２ ｎ ４ （ ｈｒ ， ｔ ｏ ｂａｅ ， ｎ ａｏ ｉ ｄ ｒｎ ｉ ｔｆ ｕｎｙｆ ｐ ｔｅｈｉ ｔｅ ａ ｐｃｉ ｌ １ ．％ｃ ｄ ％ｃ ｃｏｄｌ ｌｈ ｆ ｌ ） ａｄ ｉ ｈ ｆ ｈｇ ｏ ｌ ｈｏ ｌ ｓｅ ｖｙ ａ ｅｇ ｄ
摘
要 ： 首先基 于湍流模 型对数 值计算结 果的影 响 ， 分别 采用 Ｓａａｔ ｌ ａａ （ － 和 Ｓ Ｔｋｃ ｐｌｒＡｌ ｒｓ ＳＡ） Ｓ － — ｍ ｏ两种湍 流模型对 Ｎ － Ａ
Ｉｏ＇ ａ ｅｌ ｅ Ｓ Ａ ｔｌ ｕ ｅ ｃ ｎ ｒ ｅ ｔ ｅ ｍｔ — ｕ ＇ ｌｎ ｅｍｏ ｅ ｏｔ ｉ ｉ ｏｌ ｂ ｄ ｌｔ ｈ ｓａｒ ｉ．Ａｎ ｈ ｎ ｎ ｍｅ ｉａ ｉ ｌｔ Ｉ ｒ ａｒｅ ｕ ｆ ｒＮ Ａ０ １ ｅｏ ｏｌ ｎ ｄ ￣ ｆ ｄｔｅ ｕ ｒｃ ｌ ｍｕ ａｉ ｌ ａ ｅ ｃ ｒｉｄ ｏ ｔ ｏ ＡＣ ｏ ５ ａ ｒ ｆ ｉ ｉ ｏ ｉ ． ｓ ＯＳ
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摘
要 ： 首先基 于湍流模 型对数 值计算结 果的影 响 ， 分别 采用 Ｓａａｔ ｌ ａａ （ － 和 Ｓ Ｔｋｃ ｐｌｒＡｌ ｒｓ ＳＡ） Ｓ － — ｍ ｏ两种湍 流模型对 Ｎ － Ａ
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。
Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究
图 １ Ｎ Ａ升力迟滞曲线 ＡＣ
１ 主 控 方程 和 数值 方 法
主 控方程 采用 三维笛 卡儿 坐标 系 （ ｙ 下 ， ，，） 不
２ Ｇ Ｆ应 用 于振 荡 翼 型
本文 计算 模型 采用在 Ｎ Ｃ Ａ Ａ翼 型后缘 加装 高 度
收稿 日期 ：０ ９１—０ 修订 日期 ：０００ －４ ２０ — １ ； ０ ２ １－３０ 作者简介 ： 王元元 （ ９２ ） 男 ， １８ 一 ， 河南洛 阳人 ， 士研 究生 ， 博 研究方 向为飞行器气动布局设计 ； 张彬 乾（９ ２ ） 男 ， １５ 一 ， 陕西乾县人 ， 授／ 教 博导 ， 研究方 向为飞行器气动 布局设计 、 流动控制等。
型的动态失 速特性 。给出了传统襟翼对翼型动态 失速特性 的影 响 ，并 带来较 大动态低 头力矩 的不足 ，基 于传统 襟翼 的不足，提 出了改进 的不对称 Ｇ ｍｅ 襟翼方案 。研究表明 ，不对 称 Ｇ ｒｅ 襟翼 可较好 改善翼型 的动态失速 ｕ ｙ ｕｎｙ 特性 ，在增 加动 态升力 的同时，俯仰低头力矩 明显减小 ，可能是直升机旋翼 的较理想翼型 。
气 动特性 。Ｇ Ｆ最初 应用 于赛 车 上 ， 加赛 车 的纵 向 增
稳定 性 。后来 ， 多研 究 人 员 将 Ｇ 许 Ｆ应 用 到 翼 型 和 机翼 上 ， 究 了其 增升 机理 以及参 数 影 响规 律 等 ， 研 并 取得 了很 多 研 究 成 果 。但 Ｇ Ｆ应 用 于 动 态 翼 型 上 的研 究 成果较 少 。 本 文通 过在 Ｎ Ｃ ０ １ （ Ａ Ａ ０ ２ 以下 简 称 Ｎ Ｃ 翼 型 Ａ Ａ） 上加装 Ｇ ， 用 Ｃ Ｄ方 法 ， 究 Ｇ Ｆ采 Ｆ 研 Ｆ对 翼 型 动 态 失 速特性 的影 响 ， 旨在通 过 Ｇ Ｆ的 合 理设 计 ， 到改 善 达 翼型 动态失 速特性 的 目的 。
１ 主 控 方程 和 数值 方 法
主 控方程 采用 三维笛 卡儿 坐标 系 （ ｙ 下 ， ，，） 不
２ Ｇ Ｆ应 用 于振 荡 翼 型
本文 计算 模型 采用在 Ｎ Ｃ Ａ Ａ翼 型后缘 加装 高 度
收稿 日期 ：０ ９１—０ 修订 日期 ：０００ －４ ２０ — １ ； ０ ２ １－３０ 作者简介 ： 王元元 （ ９２ ） 男 ， １８ 一 ， 河南洛 阳人 ， 士研 究生 ， 博 研究方 向为飞行器气动布局设计 ； 张彬 乾（９ ２ ） 男 ， １５ 一 ， 陕西乾县人 ， 授／ 教 博导 ， 研究方 向为飞行器气动 布局设计 、 流动控制等。
型的动态失 速特性 。给出了传统襟翼对翼型动态 失速特性 的影 响 ，并 带来较 大动态低 头力矩 的不足 ，基 于传统 襟翼 的不足，提 出了改进 的不对称 Ｇ ｍｅ 襟翼方案 。研究表明 ，不对 称 Ｇ ｒｅ 襟翼 可较好 改善翼型 的动态失速 ｕ ｙ ｕｎｙ 特性 ，在增 加动 态升力 的同时，俯仰低头力矩 明显减小 ，可能是直升机旋翼 的较理想翼型 。
气 动特性 。Ｇ Ｆ最初 应用 于赛 车 上 ， 加赛 车 的纵 向 增
稳定 性 。后来 ， 多研 究 人 员 将 Ｇ 许 Ｆ应 用 到 翼 型 和 机翼 上 ， 究 了其 增升 机理 以及参 数 影 响规 律 等 ， 研 并 取得 了很 多 研 究 成 果 。但 Ｇ Ｆ应 用 于 动 态 翼 型 上 的研 究 成果较 少 。 本 文通 过在 Ｎ Ｃ ０ １ （ Ａ Ａ ０ ２ 以下 简 称 Ｎ Ｃ 翼 型 Ａ Ａ） 上加装 Ｇ ， 用 Ｃ Ｄ方 法 ， 究 Ｇ Ｆ采 Ｆ 研 Ｆ对 翼 型 动 态 失 速特性 的影 响 ， 旨在通 过 Ｇ Ｆ的 合 理设 计 ， 到改 善 达 翼型 动态失 速特性 的 目的 。
Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究
中 图分 类 号 ： ２ １ ４ Ｖ １ ．１ 文 献 标 识 码 ：Ａ
０ 引 言
最 早开 展 Ｇ ｍｅ 襟 翼 增 升 研究 的是 麦 道航 空 公 ｕ ｙ
因此在 双 三角翼模 型上 进行 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟翼 增 升 实 验研 究具有 更 重要 的应用 背 景 。本 文 以 ７ 。４ 。 三 角翼 ０／ ０双 为实 验模 型 ， 究 Ｇ ｍｅ 研 ｕ ｙ襟翼 的形 状 、 寸等 对 增 升 尺
双 三角 翼更 接近 于现 代 战斗机 的平 面布 局形 状 。
・
垂 直 于翼 面 。
机翼 的力 和力 矩 是 用 一 台 内置 六 分 量 杆 式 应 变
Байду номын сангаас
天平 测定 的 ， 角和侧 滑 角通 过风 洞 的攻 角机 构 和侧 攻 滑 角 机 构 给定 ， 误 差 可 控 制 在 ０ ０ 。 内。 验 攻 其 ． ５之 实
形 状对翼 型 增 升 效 果 的 影 响 ， 入 了锯 齿 型 Ｇ ｍｅ 引 ｕ ｙ 襟 翼 。Ｖｊ ｎ等 ［ ， １ ｉｅ ｇ １ １ 对锯 齿 型 Ｇ ｍｅ ４５ ｕ ｙ襟翼 进 行 了 进
一
不 均 匀 度 ＜３ ％。实 验 模 型 为 ７ 。４ 。 三 角 翼 （ ０／ ０ 双 图
１ 。模 型 由硬铝 合 金 平 板 加 工 而 成 ， ３ ｍ， 后缘 ） 厚 ｍ 除 外， 所有 边缘 均 为 ６ 。 称倒 角 。 ０对 实验 中共采用 了平板 型 和斜 板 型 两 种 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟
翼上 进 行 了 的 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟 翼 实 验 进 一 步 表 明 ， ｕ ｙ Ｇ ｍｅ
场 品质 较好 ， 流度 ｅ＜０ ３ ， 型 安 装 区 内的 速 压 湍 ．％ 模
０ 引 言
最 早开 展 Ｇ ｍｅ 襟 翼 增 升 研究 的是 麦 道航 空 公 ｕ ｙ
因此在 双 三角翼模 型上 进行 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟翼 增 升 实 验研 究具有 更 重要 的应用 背 景 。本 文 以 ７ 。４ 。 三 角翼 ０／ ０双 为实 验模 型 ， 究 Ｇ ｍｅ 研 ｕ ｙ襟翼 的形 状 、 寸等 对 增 升 尺
双 三角 翼更 接近 于现 代 战斗机 的平 面布 局形 状 。
・
垂 直 于翼 面 。
机翼 的力 和力 矩 是 用 一 台 内置 六 分 量 杆 式 应 变
Байду номын сангаас
天平 测定 的 ， 角和侧 滑 角通 过风 洞 的攻 角机 构 和侧 攻 滑 角 机 构 给定 ， 误 差 可 控 制 在 ０ ０ 。 内。 验 攻 其 ． ５之 实
形 状对翼 型 增 升 效 果 的 影 响 ， 入 了锯 齿 型 Ｇ ｍｅ 引 ｕ ｙ 襟 翼 。Ｖｊ ｎ等 ［ ， １ ｉｅ ｇ １ １ 对锯 齿 型 Ｇ ｍｅ ４５ ｕ ｙ襟翼 进 行 了 进
一
不 均 匀 度 ＜３ ％。实 验 模 型 为 ７ 。４ 。 三 角 翼 （ ０／ ０ 双 图
１ 。模 型 由硬铝 合 金 平 板 加 工 而 成 ， ３ ｍ， 后缘 ） 厚 ｍ 除 外， 所有 边缘 均 为 ６ 。 称倒 角 。 ０对 实验 中共采用 了平板 型 和斜 板 型 两 种 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟
翼上 进 行 了 的 Ｇ ｍｅ ｕ ｙ襟 翼 实 验 进 一 步 表 明 ， ｕ ｙ Ｇ ｍｅ
场 品质 较好 ， 流度 ｅ＜０ ３ ， 型 安 装 区 内的 速 压 湍 ．％ 模
Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究
叶片 寿命 。
流动 控 制技 术 是 目前 空 气 动 力 学 研 究 的重 要 方 向 ， ｕｎｙ 翼 为 代 表 的 流 动控 制 技 术 在 大型 以Ｇ ｒｅ襟
飞 机 的流 动控制 中得到很 大 的发 展和 应用 Ｉ关 于 。 Ｇ ｒｅ￣翼在 风力机 中的应用 ， ｕｎ ｙ 国外从上 个世 纪末 开 始研 究 ， 并取得一定 的成果 ； 『 １１ Ｎ Ｃ ０ 、 文献 ９ 对 Ａ Ａ ０ —ｌ １ ５
设 常 数参 数 （ 括 ｏ ， ， 卢 ， 的值 是 两组 包 ｒ 卢， ）
阶迎 风 格 式 ， 散 项 采 用 中心 差 分 格 式 ， 力 速 度 扩 压 耦合采用基于压力的耦合（ｏｐ ｄ Ｃ ｕｌ ） ｅ 算法处理 ， 离散 代 数方 程组 采用 Ｇ ｕＳＳｉｅ迭代 法求解 。 ａｓ— ｅｄｌ
参数值 的混合 ， 由下式确定
：
咖 （ 咖 １ ） ＋一
（） ２ 计算 结果分析 ３
２ １ 襟 翼 高度 对翼 型升 、 阻特性 的影 响
应用 于边 界层计 算 的常数 为
ｏ １ ．５ １ ．，ｌＯ０ ５卢 ＝ ． ，＝ ．１ ｒ＝ ８ ， ＝ ５卢 ＝ ． ， ００ Ｋ ０ ＾０ ０ ７ ９ ４ ，
湍 流模型 。
１１ 低雷 诺数 Ｓ Ｔ 湍 流模 型 ． Ｓ 一
使 用 结 构 网格 剖分 计算 区域 ， 净翼 型 网格数 干 量 １．万 ， Ｇ ｒｅ襟 翼 的网格 数 量 ３ ． Ｙ 网格 前 ８ ７ 带 ｕｎｙ ６ ７， ７ ３ 倍 弦 长 ， ４ 倍 弦长 ， 下 ３倍 弦 长 ， 一 层 网格 ０ 后 ０ 上 ０ 第 尺 寸 ｌ ｌ－ ｘ０５ 。计算 网格划分 、 体 网格 以及 局部 网格 整
Ｎｕ ｅ ｉ ａ ｍ ｕｌ ｔｏ ｏ ｈｅＦｌ ｗ ｎｔｏ ｉ ｕｒ ｅ ａ ｓ ｍ ｒｃ ｌＳｉ ａ ｉｎ ｆｔ ｏ Ｃｏ ｒ ｌＵｓｎｇ Ｇ ｎ ｙ Ｆｌ ｐ
流动 控 制技 术 是 目前 空 气 动 力 学 研 究 的重 要 方 向 ， ｕｎｙ 翼 为 代 表 的 流 动控 制 技 术 在 大型 以Ｇ ｒｅ襟
飞 机 的流 动控制 中得到很 大 的发 展和 应用 Ｉ关 于 。 Ｇ ｒｅ￣翼在 风力机 中的应用 ， ｕｎ ｙ 国外从上 个世 纪末 开 始研 究 ， 并取得一定 的成果 ； 『 １１ Ｎ Ｃ ０ 、 文献 ９ 对 Ａ Ａ ０ —ｌ １ ５
设 常 数参 数 （ 括 ｏ ， ， 卢 ， 的值 是 两组 包 ｒ 卢， ）
阶迎 风 格 式 ， 散 项 采 用 中心 差 分 格 式 ， 力 速 度 扩 压 耦合采用基于压力的耦合（ｏｐ ｄ Ｃ ｕｌ ） ｅ 算法处理 ， 离散 代 数方 程组 采用 Ｇ ｕＳＳｉｅ迭代 法求解 。 ａｓ— ｅｄｌ
参数值 的混合 ， 由下式确定
：
咖 （ 咖 １ ） ＋一
（） ２ 计算 结果分析 ３
２ １ 襟 翼 高度 对翼 型升 、 阻特性 的影 响
应用 于边 界层计 算 的常数 为
ｏ １ ．５ １ ．，ｌＯ０ ５卢 ＝ ． ，＝ ．１ ｒ＝ ８ ， ＝ ５卢 ＝ ． ， ００ Ｋ ０ ＾０ ０ ７ ９ ４ ，
湍 流模型 。
１１ 低雷 诺数 Ｓ Ｔ 湍 流模 型 ． Ｓ 一
使 用 结 构 网格 剖分 计算 区域 ， 净翼 型 网格数 干 量 １．万 ， Ｇ ｒｅ襟 翼 的网格 数 量 ３ ． Ｙ 网格 前 ８ ７ 带 ｕｎｙ ６ ７， ７ ３ 倍 弦 长 ， ４ 倍 弦长 ， 下 ３倍 弦 长 ， 一 层 网格 ０ 后 ０ 上 ０ 第 尺 寸 ｌ ｌ－ ｘ０５ 。计算 网格划分 、 体 网格 以及 局部 网格 整
Ｎｕ ｅ ｉ ａ ｍ ｕｌ ｔｏ ｏ ｈｅＦｌ ｗ ｎｔｏ ｉ ｕｒ ｅ ａ ｓ ｍ ｒｃ ｌＳｉ ａ ｉｎ ｆｔ ｏ Ｃｏ ｒ ｌＵｓｎｇ Ｇ ｎ ｙ Ｆｌ ｐ
三角翼Gurney襟翼增升实验研究
三角翼Gurney襟翼增升实验研究
李亚臣;王晋军
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2002(020)004
【摘要】在北航D1风洞中进行了Gurney襟翼对40°三角翼气动特性影响的实验研究,基于根弦长的实验雷诺数Re为250,000.实验采用的Gurney襟翼高度为1%-5%根弦长,侧滑角分别为0°、5°、10°和20°.与不加Gurney襟翼的光滑三角翼相比,Gurney襟翼在中高升力系数条件下可以提高三角翼的升阻比,其中尤其以1%弦长Gurney襟翼最为显著;改变侧滑角将削弱Gurney襟翼的增升作用.
【总页数】6页(P388-393)
【作者】李亚臣;王晋军
【作者单位】北京航空航天大学流体力学研究所,北京,100083;北京航空航天大学流体力学研究所,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究 [J], 李亚臣;王晋军;张攀峰
2.Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究 [J], 王晋军;李亚臣
3.Gurney襟翼对大后掠三角翼气动特性影响的实验研究 [J], 展京霞;王晋军;李亚臣
4.超临界翼型Gurney襟翼增升实验研究 [J], 李亚臣;王晋军;樊建超;张林
5.Gurney襟翼增升效应数值模拟 [J], 李荣鑫;朱晓军;章越超
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
Gurney襟翼对机翼地面效应气动特性和流动结构的影响实验研究
较低 时 ， 翼尖涡会产生破裂 现象 ， 减 慢 升力 的 增 长 。
随着 研究 的深 入 ， 研 究人 员采用 了多 种增 升 的方 法， 如襟 翼技 术 ， 机 翼 的鸭式 布 局 ， 翼尖加端板， 动力 增 升装 置 等 。而 Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ襟 翼 ， 由于构造简单 ， 增 升 效果 显 著 ， 在 近 年 来 得 到 了 较 多 的 研 究 。Ｊ ｉ ｎ ｊ ｕ ｎ Ｗａ ｎ ｇ ｌ ４ 等从 Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ襟 翼 的增 升效 果 、 增 升 机 理 和 运用等 方 面 对 Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ襟 翼 进 行 了全 面 的介 绍 。文 章指 出 ， Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ 襟 翼可 以增加 机翼 上表 面 的 吸力 ， 提 升机 翼 下表 面 的压 力 ， 综 合 使 得 机 翼 升 力增 加 。
挡 作用 ， 翼尖 涡会 沿展 向 向外 移 动 ； 气 流 的下 洗 也会
受 到抑 制 ， 随着 展 长的增 加 ， 这 种现 象更加 明显 。
关 注 和研究 。Ｘｉ ｎ Ｚ ｈ ａ ｎ ｇ 等 利用 Ｐ Ｉ Ｖ和 Ｌ Ｄ Ａ 等 设 备， 对 带端板 的地 效机 翼 的翼 尖 涡结构 以及气 动 特性 等进行 了实 验研 究 。结 果 表 明翼 尖 涡 诱 导 的下 洗 速 度 会减 弱翼 尖 附近 流 动 的分 离 。在 机 翼 距 地 面高 度
下 地 效 机 翼 升力 增加 明 显 。 与 净 ＮＡ Ｃ Ａ０ ０ １ ２机 翼 相 比 ， Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ机 翼 阻 力 会 显 著 增 加 ， 从而导致在约 ２ 。 以上 攻 角 时
升 阻 比小 于 ＮＡ Ｃ Ａ０ ０ １ ２机 翼 ， 但 机 翼 升 阻 比变 化 没 有 明 显 的 峰 值 和 升 降 趋 势 ， 表 明 机 翼 的 纵 向稳 定 性 得 到 改 善 。
随着 研究 的深 入 ， 研 究人 员采用 了多 种增 升 的方 法， 如襟 翼技 术 ， 机 翼 的鸭式 布 局 ， 翼尖加端板， 动力 增 升装 置 等 。而 Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ襟 翼 ， 由于构造简单 ， 增 升 效果 显 著 ， 在 近 年 来 得 到 了 较 多 的 研 究 。Ｊ ｉ ｎ ｊ ｕ ｎ Ｗａ ｎ ｇ ｌ ４ 等从 Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ襟 翼 的增 升效 果 、 增 升 机 理 和 运用等 方 面 对 Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ襟 翼 进 行 了全 面 的介 绍 。文 章指 出 ， Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ 襟 翼可 以增加 机翼 上表 面 的 吸力 ， 提 升机 翼 下表 面 的压 力 ， 综 合 使 得 机 翼 升 力增 加 。
挡 作用 ， 翼尖 涡会 沿展 向 向外 移 动 ； 气 流 的下 洗 也会
受 到抑 制 ， 随着 展 长的增 加 ， 这 种现 象更加 明显 。
关 注 和研究 。Ｘｉ ｎ Ｚ ｈ ａ ｎ ｇ 等 利用 Ｐ Ｉ Ｖ和 Ｌ Ｄ Ａ 等 设 备， 对 带端板 的地 效机 翼 的翼 尖 涡结构 以及气 动 特性 等进行 了实 验研 究 。结 果 表 明翼 尖 涡 诱 导 的下 洗 速 度 会减 弱翼 尖 附近 流 动 的分 离 。在 机 翼 距 地 面高 度
下 地 效 机 翼 升力 增加 明 显 。 与 净 ＮＡ Ｃ Ａ０ ０ １ ２机 翼 相 比 ， Ｇｕ ｒ ｎ ｅ ｙ机 翼 阻 力 会 显 著 增 加 ， 从而导致在约 ２ 。 以上 攻 角 时
升 阻 比小 于 ＮＡ Ｃ Ａ０ ０ １ ２机 翼 ， 但 机 翼 升 阻 比变 化 没 有 明 显 的 峰 值 和 升 降 趋 势 ， 表 明 机 翼 的 纵 向稳 定 性 得 到 改 善 。
Gurney襟翼对翼型流场影响的数值模拟及研究
Ｕｎ ｖ ｒ ｉｙ，Ｘｉ ａ ０ ２，Ｃｈｉ ３ ｈ ｎ ａ ｇ Ｉ ｔｔ ｅ ｏ ｒ ｎ ｕｔｃ ｌ ｉ ｅ ｓｔ ’ ｎ ７１ ０７ ｎａ； ．Ｓ ｅ ｙ ｎ ｎｓｉ ｆＡｅ ｏ ａ ｉａ ｕｔ
Ｅ ｇｎｅｉｇ Ｓ ｅｙ ｎ １６ Ｃ ｉａ ｎ ｉｅｒ ， ｈ ｎ ａ ｇ１０ ３ ， ｈｎ ） ｎ １
取得 了很 多成 果ｆ１ １。 ＿ ２ 本文 选用 的翼 型 为 Ｎ Ｃ ２ ０ ２ 该翼 型是 一 种 Ａ Ａ ３１ ．
图 １ ｕ ｎ ｙ襟 翼 示 意 图 Ｇ ｒｅ
第 ２ ３卷 第 ２期
２１ ０ ０年 ５月
燃 气 涡 轮 试 验 与研 究
Ｇａ ｕ ｂ ｎ ｘ ｅ ｉ ｎ ｎ ｓ ａ ｃ ｓＴ ｒ ｉ ｅ Ｅ ｐ ｒ ｍｅ ｔ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ａ
Ｖｏ ． ３Ｎｏ２ １ ． ． ２
Ｍ ａ ，０１ ｙ２ ０ １ ９
摘 要 ： 文 采 用 计算 流体 力 学 的方 法 计 算 了 Ｎ Ｃ ２０ ２ 型 以及 安 装 四个 不 同 高 度 （％Ｃ、％Ｃ、％Ｃ、％ＣＧ ｍｅ 本 Ａ Ａ３１翼 １ ２ ３ ４ ）ｕ ｙ 襟 翼翼 型 的 流场 ， 比较 了不 同来 流 马 赫数 、 流 攻 角条 件 下 的气 动 性 能 ， 括 升 阻 比 、 型表 面 压 力 系数 分 布 和 马 赫数 并 气 包 翼 分 布 。计 算 结果 表 明 ． 安装 Ｇ ｒｅ 襟 翼 后翼 型 的 升阻 比得 到提 高 ， ｕｎ ｙ 升力 分布 趋 于平 均 ， 所 计 算 的 气 流条 件 下 安装 ３ 在 ％Ｃ
ｐ ｅ ｓ ｒ ｏ ｆ ｃ ｅ ｔａ ａ ｈ ｎ ｍｂｅ ｉｔ ｂｕ ｉ ｎ ａ ｏ ｔ ｉ ｅ ｆｔ ｅ ｏｏ ｌ， ａ ｅ ｆ ｒｈｅ ｏ ａ ｅ ｒ ｓ ｕ ｅ ｃ ｅ ｉｎ ｎｄ Ｍ ｃ ｕ ｉ ｒｄ ｓｒ ｔｏ ｌｎｇｂｏｈ ｓｄ ｓ ｏ ｈｅ ａ ｒ ｆ ｉｓ ｉ ｒ ｕ ｔ ｒｃ ｍｐ ｒ ｄ
Ｅ ｇｎｅｉｇ Ｓ ｅｙ ｎ １６ Ｃ ｉａ ｎ ｉｅｒ ， ｈ ｎ ａ ｇ１０ ３ ， ｈｎ ） ｎ １
取得 了很 多成 果ｆ１ １。 ＿ ２ 本文 选用 的翼 型 为 Ｎ Ｃ ２ ０ ２ 该翼 型是 一 种 Ａ Ａ ３１ ．
图 １ ｕ ｎ ｙ襟 翼 示 意 图 Ｇ ｒｅ
第 ２ ３卷 第 ２期
２１ ０ ０年 ５月
燃 气 涡 轮 试 验 与研 究
Ｇａ ｕ ｂ ｎ ｘ ｅ ｉ ｎ ｎ ｓ ａ ｃ ｓＴ ｒ ｉ ｅ Ｅ ｐ ｒ ｍｅ ｔ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ａ
Ｖｏ ． ３Ｎｏ２ １ ． ． ２
Ｍ ａ ，０１ ｙ２ ０ １ ９
摘 要 ： 文 采 用 计算 流体 力 学 的方 法 计 算 了 Ｎ Ｃ ２０ ２ 型 以及 安 装 四个 不 同 高 度 （％Ｃ、％Ｃ、％Ｃ、％ＣＧ ｍｅ 本 Ａ Ａ３１翼 １ ２ ３ ４ ）ｕ ｙ 襟 翼翼 型 的 流场 ， 比较 了不 同来 流 马 赫数 、 流 攻 角条 件 下 的气 动 性 能 ， 括 升 阻 比 、 型表 面 压 力 系数 分 布 和 马 赫数 并 气 包 翼 分 布 。计 算 结果 表 明 ． 安装 Ｇ ｒｅ 襟 翼 后翼 型 的 升阻 比得 到提 高 ， ｕｎ ｙ 升力 分布 趋 于平 均 ， 所 计 算 的 气 流条 件 下 安装 ３ 在 ％Ｃ
ｐ ｅ ｓ ｒ ｏ ｆ ｃ ｅ ｔａ ａ ｈ ｎ ｍｂｅ ｉｔ ｂｕ ｉ ｎ ａ ｏ ｔ ｉ ｅ ｆｔ ｅ ｏｏ ｌ， ａ ｅ ｆ ｒｈｅ ｏ ａ ｅ ｒ ｓ ｕ ｅ ｃ ｅ ｉｎ ｎｄ Ｍ ｃ ｕ ｉ ｒｄ ｓｒ ｔｏ ｌｎｇｂｏｈ ｓｄ ｓ ｏ ｈｅ ａ ｒ ｆ ｉｓ ｉ ｒ ｕ ｔ ｒｃ ｍｐ ｒ ｄ
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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。
所谓不对称的ＧＦ指的是在翼型后缘的上下表面分别垂直于弦线布置高度不相等的两块ＧＦ，本文初步探讨了这种不对称ＧＦ的应用效果。
计算模型采用在ＮＡＣＡ翼型后缘下表面加装高度为１．６％ｃ，厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ，在后缘上表面加装高度为０．８％ｃ，厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ。
计算模型和网格如图５所示。
图５不对称ＧＦ模型和计算网格．
图６给出了传统ＧＦ和不对称ＧＦ的动态气动性能，二者在动态失速迎角附近都保持着较高的动态升力，但是不对称ＧＦ却抑制了传统ＧＦ产生的不利低头力矩，并且缓解了俯仰力矩的迟滞现象，即不对称ＧＦ较传统ＧＦ可以更好地改善翼型的动态失速特性。
图６升力与俯仰力矩迟滞特性
图７给出了传统ＧＦ和不对称ＧＦ翼型最大俯仰角附近的流谱。
由图可见，不对称ＧＦ与传统ＧＦ在翼型俯仰振荡过程中的主要区别出现在翼型的上仰阶段，不对称ＧＦ的前缘涡形成的更晚，强度较弱；而在翼型下俯阶段，不对称ＧＦ与传统ＧＦ相比差别较小。
这可能是不对称ＧＦ突出在上表面的边条在上仰过程中的负弯度效应减小了气动载荷，在下俯过程中边条浸没在分离流中，基本对气动载荷不产生作用，较好地控制了流动现象的滞后，并产生较小低头力矩。
图７最大俯仰角附近的流谱
（左：ＮＡＣＡ＋ＧＦ；右：ＮＡＣＡ＋不对称ＧＦ）
４结论
本文数值研究了ＮＡＣＡ翼型、加装传统ＧＦ和改进的不对称ＧＦ后翼型的动态失速特性，获得以下主要结论：
（１）加ＧＦ翼型的动态升力特性与静态类似，增加了翼型弯度效应，使升力大大提高。
（２）加传统ＧＦ翼型在产生较大动态升力的同时，附加了很大的不利低头力矩，这是ＧＦ翼型在改善翼型动态特性上的不足，可能是限制ＧＦ翼型用于直升机旋翼的因素之一。
（３）本文改进的不对称ＧＦ翼型相对于传统ＧＦ翼型，较好地改善了翼型的动态失速特性，在增加动态升力的同时，俯仰低头力矩明显减小。
（４）不对称ＧＦ翼型可能是直升机旋翼的较理
想翼型，应开展深入研究。
万方数据
万方数据
Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究
作者：王元元， 张彬乾， WANG Yuan-yuan， ZHANG Bin-qian
作者单位：西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072
刊名：
飞行力学
英文刊名：FLIGHT DYNAMICS
年，卷(期)：2010，28(4)
被引用次数：0次
参考文献(6条)
1.Mcalister K W.Pucci S L.Mccroskey S J An experimental study of dynamic stall on advanced airfoil sections[NASA TM-84245,Vol.1-3] 1982
2.Carr L W.Mcalister K W The effect of a leading-edge slat on the dynamic stall of an osciUating airfoil[AIAA-83-22533] 1983
3.Nagib H.Greenblatt D.Kiedaisch J Effective flow control for rotorcraft applications at flight mach numbers[AIAA 2001-2974] 2001
4.Liebeck R H Design of subsonic airfoils for high lift 1978(9)
5.Storm B L.Jang C S Lift enhancement of an airfoil using a Gurney flap and vortex generators
1994(3)
6.李亚臣.王晋军三角翼Gurney襟翼增升实验研究 2002(4)
本文链接：/Periodical_fxlx201004002.aspx
授权使用：郑州航空学院(wfzzgkxy)，授权号：81eda856-e11e-4bdb-ae97-9e65013045b7
下载时间：2011年1月8日。