摘要：以OB-84型动叶可调轴流风机为对象,采用数值模拟方法研究动叶尾缘处安装gurney襟翼(GF)后对风机性能及内流特征的影响,并对其气动噪声进行评估。结果表明:增设GF可提高风机全压,且其高度越大,风机全压增幅越明显,同时促使最高风机效率点向大流量系数侧移动;高度为0.5%弦长的GF在动叶偏转±3°工况下均可提高大流量系数侧的风机效率;增设GF后,在叶顶处产生的次泄漏涡加剧了叶顶泄漏;尾缘下游区域产生的脱落涡增大了叶片吸力面与压力面间的压差;增设GF后风机气动噪声增大,选用高度为0.5%弦长的GF后,在设计工况点下风机全压和风机效率分别提高12.01%和3.13%。

摘要：为了掌握gurney襟翼对飞机的影响机理及增升规律,改善某大型水陆两栖飞机的起降特性,利用数值计算方法分析研究了gurney襟翼对单缝襟翼流场及气动特性的影响,研究了不同高度和偏度的gurney襟翼对某大型水陆两栖飞机全机气动特性的影响。研究结果表明,采用gurney襟翼明显提高了该型水陆两栖飞机的升力系数和抗浪性。

摘要：为了研究翼型扰流流动控制,设计了一种三角形涡流发生器(VG)和两种gurney襟翼,通过gurney襟翼与VG组合布局的方式进行风洞试验,对比了干净翼、干净翼加gurney襟翼、干净翼加VG及干净翼加gurney襟翼和VG这4种状态下的试验结果。试验结果表明:安装gurney襟翼对翼型线性段升力在同一迎角下有明显提高,同时伴随一定的阻力增加;安装VG后翼型失速段特性得到极大改善,阻力大幅下降;安装gurney襟翼和VG后在线性段和失速段翼型的升力都得到改善,阻力在线性段呈增加态势,在失速段呈减小态势,gurney襟翼与VG组合作用下能够成功实现对翼型升力的全面提高,是一种理想的组合控制方式。

摘要：在FL 2 1风洞中进行了高速情况下gurney襟翼对超临界翼型增升实验研究 .0 .5 %C、1 .0 %C、1 .5 %C和 2 .0 %C高度的gurney襟翼分别使翼型最大升力系数提高了 6.0 %、1 2 .4%、2 1 .7%和 2 2 .3%,其中 ,1 .5 %C高度的gurney襟翼使翼型获得了 33.2 %的最大升阻比增量 .其增升机理则是由于gurney襟翼前表面压力增强 ,而其下游底部吸力增加 。

摘要：通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明:在亚声速条件下,gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。

摘要：使用gurney襟翼的高度与增升效果的经验公式 ,提出了在车辆冷却风扇叶片上使用gurney襟翼的简便方法。实验表明 ,采用这种计算gurney襟翼高度分布的方法可以在基本不降低效率的条件下明显提高车辆冷却风扇的气动性能。

摘要：针对基于Pack B叶型的低稠度大负荷涡轮叶栅,采用定常数值模拟方法研究了两种流动控制技术——射流襟翼与gurney襟翼(圆形、方形和圆弧凸起形)对低雷诺数下涡轮叶栅流动分离损失的控制.结果表明,射流襟翼和gurney襟翼均可使主流流动偏转,增大叶型的气流转折角,影响叶型载荷系数;由于主流流动的偏转,影响并加速相邻叶型吸力面边界层流动,使得主流对于相邻叶片吸力面后缘处的逆压梯度降低,推迟了边界层层流向湍流的转捩,延长加速区,推迟了边界层分离,使得再附点位置提前,减小由逆压梯度引起的叶型吸力面分离区范围;H=1%的圆形gurney襟翼和H=0.8%的方形gurney襟翼均能在保证提高同等水平Zweifel载荷系数值的同时,将能量损失系数降到与设计栅距时相当的水平.

摘要：在研究以前工作的基础上,探讨了在风洞中采用小型风力机整机在叶片上加襟翼来提高桨叶气动效率、增加功率可行性的实验研究,实验是在汕头大学的双速回流风洞中进行的。作者设计了实验方案,测量了机组在不同来流和襟翼高度工况下的输出功率。并和没有襟翼时的输出功率进行了对比。最后采用风力机气动数值计算结果。对实验结果进行了理论上的说明。

摘要：针对风力机工程常用翼型,采用有限元法的SIMPLE算法,对NACA4412翼型、加装2%弦长gurney襟翼的NACA4412翼型及对应尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了以来流风速为9.5m/s、攻角为0°～25°的气动性能数值计算。结果表明,改型后的钝尾缘翼型在流场中产生了强烈的下洗作用,明显改变了翼型表面的压力分布,使其升力系数、升阻比等较原型有显著改善,同时大大推迟了翼型的失速现象。通过翼型噪声机理的研究,对上述三种翼型分别采用在时间域上积分的方式进行了频谱特性的分析,气动声学研究表明,翼型噪声具有很强的指向性,改型后的翼型声级有明显降低,为低噪声风力机的优化设计和噪声预测提供了可靠的理论依据。

摘要：分离式尾缘襟翼在制造时不可避免留有缝隙,针对缝隙会对翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了三种缝隙的S809分离式尾缘襟翼模型及不带缝隙的整体式尾缘襟翼模型。分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小分别为弦长的1‰、2‰、4‰。采用商用软件fluent对三种缝隙襟翼模型和无缝隙的襟翼模型进行多迎角下的升阻力特性数值计算,并对不同缝隙襟翼模型和无缝襟翼模型周边流场、流线及压力分布进行了分析比较。结果表明:缝隙的存在使带缝隙的翼型在一定迎角范围内升力系数降低,阻力系数增加;随着缝隙的增大,升力系数降低幅值增大,阻力系数增大幅值也增加;小迎角范围内,随着迎角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小。缝隙为1‰c时,分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,缝隙对翼型气动性能的影响很小,襟翼结构设计时可以作为设计参考参数。