前缘外形对翼型动态失速特性影响分析

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。

航空器的失速特性分析当我们提及航空器的飞行，安全始终是首要的关注点。

而在众多可能影响飞行安全的因素中，失速是一个极其关键且需要深入理解的概念。

要理解航空器的失速，首先得明白什么是失速。

简单来说，失速指的是航空器在飞行过程中，当机翼产生的升力小于飞机的重量时，飞机无法维持正常飞行状态的情况。

这可不是一个小问题，一旦发生失速，飞机可能会失去控制，甚至坠毁。

那么，为什么会发生失速呢？这与机翼的空气动力学原理密切相关。

机翼之所以能够产生升力，是因为空气在流经机翼上下表面时，流速和压力发生了变化。

通常，机翼上表面的气流速度快，压力低；下表面的气流速度慢，压力高。

这种压力差就产生了升力。

然而，当飞机的迎角（机翼弦线与相对气流之间的夹角）过大时，气流会在机翼上表面发生分离，无法顺畅地流过机翼，从而导致升力急剧下降，阻力大幅增加，最终引发失速。

不同类型的航空器，其失速特性也有所不同。

比如，对于小型通用飞机，由于其机翼设计相对简单，失速速度较低，而且在失速前可能会有较为明显的抖动和警告信号。

而对于大型商用客机，由于其机翼形状更为复杂，采用了先进的增升装置，失速速度较高，并且失速的表现可能相对较为平缓，但一旦失速，恢复起来也更加困难。

失速的发生还与飞行速度、飞行高度、飞机的重量、重心位置以及大气环境等因素有关。

在低速飞行时，机翼需要更大的迎角来产生足够的升力，但这也增加了失速的风险。

飞行高度越高，空气密度越低，机翼产生升力的能力下降，也容易导致失速。

飞机重量越大，所需的升力就越大，同样增加了失速的可能性。

重心位置的变化会影响飞机的俯仰姿态，进而影响失速特性。

而恶劣的大气环境，如乱流、风切变等，会打乱正常的气流流动，增加失速的不确定性。

为了避免失速的发生，飞行员需要密切关注飞行仪表，特别是空速表和迎角指示器。

在飞行过程中，要保持适当的速度和迎角，避免过度拉杆或过度减速。

同时，飞行员还需要接受严格的训练，了解自己所驾驶飞机的失速特性和恢复程序。

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。

低雷诺数下翼型静、动态性能分析刘小红【摘要】对NACA0015翼型进行了静态、动态分析.结果表明:静态条件下,风速一定,弦长增加时,失速角增加,阻力系数减小;翼型动态振荡情况下,失速攻角大于静态失速攻角,失速延迟现象明显.同时翼型在上俯运动和下沉运动经过同一攻角时,升力系数差异大,会形成滞环现象.【期刊名称】《装备制造技术》【年(卷),期】2016(000)004【总页数】3页(P55-57)【关键词】动态分析;失速角;升力系数【作者】刘小红【作者单位】上海飞机设计研究院联络工程部,上海200436【正文语种】中文【中图分类】V211翼型性能的研究主要包括升力特性、阻力特性、升阻比、压力系数和力矩特性等。

上述参数的好坏直接影响翼型性能的优劣。

其中升力特性反映是升力系数同攻角的变化关系，同时最大升力系数与雷诺数，翼型的最大相对厚度，最大弯度以及表面粗糙度等有关。

阻力特性是指阻力系数同攻角的变化关系，它由摩擦阻力和压差阻力组成。

升阻比是升力系数与阻力系数的比值，力矩反映了俯仰特性。

本文主要研究NACA0015翼型静态、动态情况下的气动性能。

翼型设计过程中需考虑高的升力特性、升阻比，同时具有低的零升阻力，翼型前缘前缘对粗糙度敏感度低。

本文研究对象NACA0015翼型翼剖面厚度公式为：其中：t为翼型的最大厚度；x为横坐标，范围[0，c]；c为弦长；y为厚度的贡献值。

该公式可得到翼型外形数据，通过对该外形尺寸模型建模进行流体计算分析。

所谓的静态分析是指当测试完翼型一个攻角的升力特性，阻力特性时，不断改变攻角，逐个求解其他攻角的过程，翼型为静止状态，不断改变来流方向。

翼型的分析是基于计算流体力学方法，湍流模型采用K-ε模型，计算模型如图1所示，采用C网布置，风速10 m/s.（1）压力系数分布当攻角为1°时，升力主要由上下翼面的负压差产生。

攻角为15°，翼型前缘压力系数变化急剧，可见翼型前缘如结冰等现象出现，对其性能影响很大，上翼面压力系数不变是因为失速造成的，如图2所示。

前缘外形对翼型动态失速特性影响分析王清;招启军;王博【摘要】为模拟旋翼翼型动态失速特性,以非定常雷诺平均N-S方程为控制方程,采用双时间推进法,建立了旋翼翼型非定常流场模拟的CFD方法.为研究旋翼翼型前缘外形对动态失速特性的影响,在NACA0012翼型的基础上,采用了不同的前缘变形量,设计了3类(每类2种,修改翼型1～6)不同类型的旋翼翼型,并对比分析了这3类翼型的动态失速特性.通过对比分析发现:翼型上表面变形能够有效地影响翼型的动态失速特性,上表面凸出变形增大,在一定范围内能有效抑制动态失速;翼型下表面变形对动态失速特性的影响较小;改变前缘附近弯度也可以在一定程度上影响翼型的动态失速特性,翼型的弯度增加,在一定范围内也能有效抑制动态失速特性.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2016(048)002【总页数】7页(P205-211)【关键词】旋翼;翼型;前缘外形;动态失速;RANS方程【作者】王清;招启军;王博【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】V224直升机的飞行性能好坏在很大程度上取决于旋翼的气动特性，而旋翼的气动特性又与旋翼翼型密切相关。

相对于固定翼飞行器的机翼，直升机旋翼通常工作在严重的非定常气动环境中，特别是在前飞情况下，旋翼翼型一直处于动态失速状态。

与定常状态下翼型的气动特性不同，动态失速状态下的翼型气动特性呈现一个明显的迟滞回线，由此带来的翼型气动力的变化将给直升机旋翼气动特性带来很多不利影响，例如失速颤振、振动载荷激增、噪声增强[1-2]等，因此旋翼翼型的动态失速特性一直是直升机非定常空气动力学研究领域的难点和重点，开展旋翼翼型的动态失速特性的研究对于认识和改造旋翼气动特性有重要的实际意义和学术价值。

前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响作者：郑文妞蒋笑王海鹏涂苏楼王生涛来源：《科技创新导报》2019年第04期摘 ; 要：控制风力机翼型的流动分离，可以提升翼型的气动特性。

本文采用数值模拟方法研究了前缘缝翼对风力机专用翼型S809气动特性的影响。

分析了加装前缘缝翼对翼型S809升、阻力系数和压力系数的影响，并揭示了对翼型S809边界层控制的机理。

研究结果表明，前缘缝翼可以有效地提升翼型的气动特性，增大升力系数，推迟翼型边界层的流动分离。

关键词：前缘缝翼 ;翼型S809 ;气动特性 ;流动分离中图分类号：TK83 ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文献标识码：A ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文章编号：1674-098X（2019）02（a）-0017-03由于粘性摩擦力和逆压梯度的影响[1]，导致边界层存在着流动分离。

流动分离和动态失速会导致风力机叶片疲劳载荷增加，从而降低风力机的整体效率。

因此，通过控制边界层的流动分离和延缓动态失速是可以改善风力机的气动性能的。

边界层流动分离控制技术在许多领域也得到了广泛的研究。

同时边界层流动控制技术也是风能研究的热点问题。

边界层流动分离控制技术可分为被动控制技术和主动控制技术[2]。

这些技术主要是通过增强边界层流动的动能来抑制或延缓流动分离现象。

被动控制技术是指一种简单有效的不需要外加功率的方法。

例如，Gurney襟翼可以控制边界层的压力梯度[3];涡流发生器可以增加边界层的动能[4]。

前缘缝翼是一种边界层流动分离控制技术，可实现被动控制技术或主动控制技术。

Pechlivanoglou等[5]研究了一种固定辅助前缘翼型来控制风力机叶片根部流动分离。

Elhadidi等[6]设计了主动板条提高翼型升力系数，延缓了流动分离。

该活动板条由旋转叶片组成，可关闭、完全打开和间歇打开。

Yavuz等[7]采用数值方法和实验方法研究了板条翼型布置对风力机气动性能的影响。

第13卷　第3期1998年9月实　验　力　学JOU RNAL O F EXPER I M EN TAL M ECHAN I CSV o l.13　N o.3Sep.199875°前缘后掠角细长三角翼失速特性实验研究α周瑞兴　上官云信　高永卫　郗忠祥　张理　惠增宏(西北工业大学,西安,710072)摘要　本文简介了前缘后掠角为75°的平板三角翼在西北工业大学N F-3低速风洞中的测力和相关的激光片光流动显示实验,给出了部分实验结果,并与文献[1-3]的结果进行了比较,虽然各种来源的结果存在着明显的差异,但N F-3风洞两种测试手段的实验结果却具有良好的相关性。

关键词　细长三角翼　激光片光　脱体涡　测力　流动显示1　引言 由于三角翼具有独特的空气动力特性,并兼有良好的结构强度和刚度,因此常常成为现代歼击机采用的一种重要气动力部件形式。

早在本世纪50年代Peckham和A tk in son[4]在三角机翼实验研究中首先发现旋涡破裂现象。

涡的破裂将对机翼升力等气动特性产生显著的不利影响。

为了改善现代飞机的设计和大迎角时歼击机的机动性,必须了解涡破裂的机理,以便采用相应方法实施控制。

因此,对三角翼脱体涡的产生、发展和破裂的研究激起了国内外许多专家学者的兴趣。

特别是在实验研究中开展了大量的定性的流动显示机理研究和测力测压的定量研究,对三角翼脱体涡破裂现象的实验研究已进行得相当深入、广泛和较为完善。

然而由于三角翼静态时脱体涡运动本身的非定常性,脱体涡后缘的逆压梯度和三维流动特性使得涡的破裂研究变得复杂化。

加之实验设备不同,实验条件和方法各异,所得结果还有较大的差异[5-7]。

因此,作为激光在流动显示中应用的实例,对前缘后掠角为75°的细长平板三角翼的低速大迎角气动特性在西北工业大学N F-3风洞中作了测力和流动显示间相关性实验研究。

2　实验设备和方法 实验是在西北工业大学N F-3风洞中进行的,该风洞为具有三个可更换实验段的直流式低速闭口风洞,可供二元翼型、三元模型和螺旋浆作实验及研究之用。

第二十八届（2012）全国直升机年会论文直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究林永峰 黄建萍 黄水林 邓景辉 刘平安(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西 景德镇 333001)摘 要：针对CH-9.5旋翼翼型，开展了不同马赫数、迎角及振动频率时的静态和动态气动特性实验，介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤，测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性，给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律，所获得的试验结果可为理论模型提供了验证依据。

关键词 旋翼翼型；动态失速；风洞试验0 引言旋翼翼型气动特性是旋翼气动特性分析的基础，直升机旋翼所处的气动环境非常复杂，当直升机前飞时，旋翼桨叶旋转一周，其瞬时动压会急剧变化，为了平衡旋翼，必须通过周期操纵调整不同方位的桨叶攻角。

由于旋转速度与前飞速度的叠加，此时，前行桨叶可能出现跨声速激波失速，后行桨叶可能出现大攻角动态失速和气流分离，因此，美国、欧洲等国都在开展旋翼翼型的动态失速特性研究。

旋翼翼型的动态失速特性风洞试验是摸清翼型气动特性、获得气动数据的重要手段。

旋翼翼型的动态失速特性研究包括理论及试验研究，理论研究包括基于试验数据的半经验模型（如Leishman- Beddoes 模型、ONERA EDLIN 模型、JOHNSON 模型）[1] [2] [3] [4] [5] [6] [8]和基于CFD 技术的数值方法[7] [9]。

通过求解雷诺平均N-S 方程模拟翼型定常和大攻角非定常振荡流场，进行翼型静、动态气动力CFD 数值模拟。

试验研究包括振荡机翼的测力、测压试验，采用PIV 技术的动态失速流动细节测量。

目前对旋翼翼型气动特性的研究仍在不断深入，主要集中在详细测量翼型的动态气动力，准确预测旋翼翼型的静、动态气动力，以及采用各种新技术抑制动态失速等方面。

本文研究获国家科技部国际合作项目-“直升机流体动力学试验与分析技术研究”提供的经费支持，并在俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI ）开展了旋翼翼型CH-9.5的静态和动态气动特性实验，得到了不同攻角、缩减频率下的翼型动态失速特性。