锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究
车用锯齿型翅片散热器空气侧性能研究
１ 试 验 测试
散热器 试验 样件 传热 性能和 空气 流动 阻力性
齿 翅片 散热 器实物 。
热性 能较 好的翅 片 ， 董 其伍 等 对 应 用 较 为 广泛 的 百 叶窗式 散热翅 片进行 了研究 ［ ５ ］ ， Ｇｕ等 利用仿 真 和试 验相 结合 的方法对 比分 析 了板 翅 式换热 器锯 齿式 翅 片与平 直翅 片 的散 热 性 能［ ６ １ ］ ， Ｂ ｈ ｕ ｉ ｙ ａ ｎ等
析［ 引。
本 文对 广泛应 用 于车辆冷 却 系统 中的翅 片切
口长度 ４ ． ０ ｍｍ、 翅 片间距 ２ ． ０ ｍｍ 的锯齿 型换 热
器进行 仿真计 算 分 析其 传 热 性 能 ， 并 生 产样 件 进 行 实验 测试 与仿 真 结果 对 比 ， 验 证 仿 真结 果 的可 信度 。利用 数值模 拟 的方法研 究 改变翅 片切 口长 度及翅 片 间距对 换热器 传热 性能及 阻力 特性 的影
力增大约 １ ０ ０ ； 翅片间距 改为 １ ． ５ ｍ ｍ后， 表面传 热系数基本不 变， 阻力增加约 ５ Ｏ 。
关键 词 ：锯齿 型翅 片 ； 切 口长度 ； 翅 片 间距 ； 散 热性能
中图分类号 ： ＴＫ１ ２ ９ 文献 标识 码 ：Ａ
Ｕ 引 旨
在 能源利用 过程 中 ， 超过 ８ Ｏ 的 能源 都 需要 通 过传 热过程或 者通过 换热 器来 实现 ［ １ ］ 。换 热器
NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究
Modeling and Simulation 建模与仿真, 2021, 10(2), 578-585Published Online May 2021 in Hans. /journal/moshttps:///10.12677/mos.2021.102058NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究于永迪上海理工大学，上海收稿日期：2021年4月26日；录用日期：2021年5月17日；发布日期：2021年5月25日摘要以NACA0018翼型作为基础翼型，选取θ = 30˚, 60˚, 90˚三种不同锯齿角度以及d/h = 0.6, 0.8, 1三种不同深度的锯齿襟翼研究锯齿几何参数对翼型气动性能的影响。
同时通过改变入口速度研究不同雷诺数下锯齿襟翼对性能的影响。
结果表明，锯齿襟翼角度对翼型气动性能影响较小；随着锯齿深度的增加，翼型升阻比降低；随着入口雷诺数的增大，翼型升力逐渐增加，阻力逐渐降低，但增大幅度有所减缓；当格尼襟翼上开锯齿后，原本格尼襟翼后交替脱落的管状涡结构，由于气体从锯齿间隙通过并形成一对流向涡，与格尼襟翼固有的脱落涡掺混耗散，形成破碎的小结构，减弱尾迹流动不稳定性，降低翼型阻力，随着开齿深度的增加，涡核集中区域逐渐向襟翼附近前移，涡的掺混、消散更快。
关键词锯齿襟翼，气动性能，尾迹涡，数值计算，LiutexNumerical Investigation on AerodynamicPerformance of NACA0018 Airfoil Serrated Gurney FlapYongdi YuUniversity of Shanghai for Science and Technology, ShanghaiReceived: Apr. 26th, 2021; accepted: May 17th, 2021; published: May 25th, 2021AbstractWith NACA0018 airfoil as the basic airfoil, three kinds of serrated Gurneyflap with different angles of 30˚, 60˚ and 90˚ and different depths of d/h = 0.6, 0.8 and 1 were selected to study the effects of于永迪the serrated geometrical parameters on the aerodynamic performance of the airfoil. At the same time, the performance of the serrated Gurneyflap under different Reynolds numbers was studied by changing the inlet velocity. The results show that the angle of the serrated flaps has little effect on the aerodynamic performance of the airfoil. With the increase of sawtooth depth, the lift-drag ratio of airfoil decreases. With the increase of Reynolds number, the airfoil lift increases gradually and the drag decreases gradually, but the increase rate slows down. When the sawtooth is opened on the Gurney flap, the original tubular vortex structure which falls off alternately after the Gur-ney flap passes through the serrated gap and forms a convective vortex, which is mixed with the inherent shedding vortex of the Gurney flap to form a broken small structure, which weakens the wake flow instability and reduces the airfoil resistance. The concentration region of vortex core gradually moves forward near the flap, and the mixing and dissipation of vortex are faster. KeywordsSerrated Gurney Flap, Aerodynamic Performance, Wake Vortex, Numerical Computation,LiutexThis work is licensed under the Creative Commons Attribution International License (CC BY 4.0)./licenses/by/4.0/1. 引言近些年来，利用垂直轴风力机(VAWT)捕捉低速和复杂的城市地区风能，是风能利用技术的研究热点之一。
Gurney襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟
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
Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究
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
仿灰鲭鲨尾鳍襟翼的翼型气动性能数值研究
仿灰鲭鲨尾鳍襟翼的翼型气动性能数值研究
苏顺龙;叶学民;吴英明;李春曦
【期刊名称】《动力工程学报》
【年(卷),期】2024(44)6
【摘要】为进一步提高翼型的气动性能,基于灰鲭鲨尾鳍上尾叉型线结构,提出一种仿生襟翼结构。
利用SST k-ω湍流模型模拟仿生翼型的气动性能和内流特征,分析了仿生襟翼相对位置和角度的影响,得到了气动性能最优的仿生襟翼翼型,并将其与格尼襟翼进行对比。
结果表明:安装仿生襟翼后,翼型升阻比较原翼型显著提高;当襟翼相对高度不变时,减小襟翼安装角和增大襟翼与尾缘间的距离均导致翼型失速提前;安装角为45°且逆流向安装在尾缘处的仿生襟翼翼型气动性能最优,其升力系数较格尼襟翼翼型在失速前平均提高5.9%;安装仿生襟翼后流场结构更复杂,流场内涡的位置、数量及大小均有所改变。
【总页数】10页(P895-904)
【作者】苏顺龙;叶学民;吴英明;李春曦
【作者单位】华北电力大学河北省低碳高效发电技术重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】TK83
【相关文献】
1.格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究
2.Gurney襟翼对圆弧板翼型气动性能影响的数值模拟
3.NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究
4.带Gurney襟翼翼型改型的气动性能的数值研究
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垂直轴风力机尾缘开裂襟翼气动性能及其偏转角调节规律
第51卷第4期2020年4月中南大学学报(自然科学版)Journal of Central South University (Science and Technology)V ol.51No.4Apr.2020垂直轴风力机尾缘开裂襟翼气动性能及其偏转角调节规律张立军，顾嘉伟，朱怀宝，胡阔亮，江奕佳，缪俊杰，王旱祥，刘静(中国石油大学(华东)机电工程学院，山东青岛，266580)摘要：为提高垂直轴风力机的气动性能，提出在小型3叶片垂直轴风力机叶片尾缘加装开裂襟翼的设计方案。
首先，根据CFD 数值模拟和正交设计得到偏转角对风力机气动性能影响最大；然后，进一步分析了叶尖速比分别为1.5和2.5时襟翼偏转角对风力机气动性能的影响和增升机理；最后，提出了襟翼偏转角调节规律。
研究结果表明：襟翼的较优参数组合为长度l =20%c 、偏转角β=10°和布置位置t =90%c 。
当叶尖速比T SR 分别为1.5和2.5时，较小的襟翼偏转角(0°<β<10°)能提升叶片平均切向力系数C Tavg ，其中，襟翼偏转角β=10°时，风力机的风能利用率C P 分别提升了7.7%和4.6%；与原型风力机相比，应用襟翼偏转角调节规律后，风能利用率C P 分别提升12.4%和10.4%。
关键词：垂直轴风力机；开裂襟翼；正交设计；气动性能；调节规律中图分类号：TK83文献标志码：A开放科学(资源服务)标识码(OSID)文章编号：1672-7207（2020）04-0931-13Aerodynamic performance on the trailing edge split flap andregulation law of deflection angle of V AWTZHANG Lijun,GU Jiawei,ZHU Huaibao,HU Kuoliang,JIANG Yijia,MIAO Junjie,WANG Hanxiang,LIU Jing(College of Mechanical and Electronic Engineering,China University of Petroleum,Qingdao 266580,China)Abstract:In order to improve the aerodynamic performance of vertical-axis wind turbine (V AWT),a design scheme for adding a split flap on the trailing edge of the small 3-blade V AWT was proposed.Firstly,by using CFD numerical simulation and orthogonal design method,it was found that the deflection angle had the greatest influence on the aerodynamic performance of wind turbine.Secondly,the influences of the flap deflection angle on the aerodynamic performance of the wind turbine and the increasing mechanism of lift were analyzed when the tip speed ratio was 1.5and 2.5respectively.Finally,the regulation law of the flap deflection angle was proposed.The results show that the optimal length (l )is 20%c ,optimal deflection angle (β)is 10°and optimal arrangement position (t )is 90%c .When tip speed ratio (T SR )is 1.5and 2.5respectively,the smaller fixed deflection angle (0°<β<10°)can increase the average tangential force coefficient of the blade.The output power coefficient (C P )increases by 7.7%and 4.6%respectively when deflection angle is 10°.By using the regulation law of flapDOI:10.11817/j.issn.1672-7207.2020.04.008收稿日期：2019−08−12；修回日期：2019−10−20基金项目(Foundation item)：国家自然科学基金资助项目(51707204）；中央高校基本科研业务专项资助项目(17CX05021)(Project(51707204)supported by the National Natural Science Foundation of China;Project(17CX05021)supported by the Fundamental Research Funds for the Central Universities)通信作者：张立军，博士，教授，从事可再生能源技术和绿色装备制造研究；E-mail:******************.cn第51卷中南大学学报(自然科学版)deflection angle,the output power coefficient increases by12.4%and10.4%respectively compared with that ofthe prototype wind turbine.Key words:vertical-axis wind turbine(V AWT);split flap;orthogonal design;aerodynamic performance; regulation law风力发电机按照主轴相对于地面的安装位置可分为水平轴风力机和垂直轴风力机。
锯齿形尾缘喷嘴气动声学实验及数值分析
摘 要： 为 了研 究在低马赫数 Ｍａ ＝ ０ ． １ ２ 条 件下锯齿形 喷嘴射流气动 声学特 性 ， 对多种参数 的锯 齿形喷嘴射流速 度
剪 切 层 外 区域 进 行 声 压 近 场 测 量 和 远 场 测 量 。根 据 近 场 和 远 场 的 测 量 结 果 ， 分 析 声压 从近 场 向远 场 发 展 的趋 势 。 结
合射流场数值齿形尾 缘喷嘴的湍流性能与近远场声压之问 的
关 系 。分 析 表 明 ， 在相同渗透度下， 随着 齿 数 的增 加 ， 噪 声 总 声 压 级 在 整 个 指 向范 围有 明显 的 降低 。在 相 同齿 数 下 ， 随
渗透度的增加， 锯齿形喷嘴降低低频噪声， 增加高频噪声， 呈现 明显 的指 向性分布特点。 关键词：声学 ； 锯齿形尾缘喷嘴； 射流 ； 数值模拟 ； 湍动 能
ＧＵＯ Ｊ ｉ ｎ－ ｚ ｈ ｉ， ＯＵ Ｙ ＡＮ Ｇ Ｈ ｕ ａ Ｔ Ｉ ＡＮ Ｊ ｉ ｅ Ｗ Ｕ Ｉ ｒ ａ — ｄ ｏ ｎ ｇ ， ＤＵ Ｚｈａ ｏ－ ｈｕ ｉ
（ Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ，Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ Ｊ ｉ ａ ｏ ｔ ｏ ｎ ｇ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ，Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ ０ ２ ４ ０ ，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
中图 分 类 号 ： Ｖ２ ３ １ ． ３ 文献标识码： Ａ Ｄ ＯＩ 编码 ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ６ — １ ３ ３ ５ ． ２ ０ １ ３ ． ０ ５ ． ０ ４ ４
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
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2003年3月第29卷第3期北京航空航天大学学报Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics March 2003V ol.29 N o 13 收稿日期:2001209213 作者简介:沈遐龄(1942-),男,上海人,教授,100083,北京.锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究沈遐龄(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)万周迎 高 歌(北京航空航天大学动力系) 摘 要:用低速风洞测力试验和襟翼处绕流的PI V 测量试验研究锯齿形格尼襟翼在不同偏角下的增升效益.结果表明:锯齿形格尼襟翼能明显提高翼型的升力系数和大升力系数下的翼型升阻比,对于给定的襟翼弦长,存在一个最佳的襟翼偏角,在此偏角下,翼型升阻比不仅在大升力系数下有明显提高,而且在中小升力系数时升阻比也有一定的提高.PI V 测量表明从锯齿形格尼襟翼的齿边向上卷起的流向涡使上翼面后部气流向翼型表面吸附,推迟了上翼面气流的分离.关 键 词:增升装置;后缘襟翼;气动特性中图分类号:V 211.4文献标识码:A 文章编号:100125965(2003)0320202203 目前在民机先进翼型设计中,研究翼型后缘的流动,改进翼型的后缘设计,提出各种简单的后缘增升装置对于提高翼型和机翼气动特性有着十分重要的意义.1978年Liebeck [1]首先提出用格尼襟翼(G ur 2ney flap )改进翼型气动性能概念,即在翼型下表面后缘处放一个高度为翼型弦长1.25%的垂直平板,可以明显提高翼型的升力系数和大迎角时的升阻比.但在中小迎角范围翼型升阻比有明显的下降.1985年Boyd [2]提出用45°楔型格尼襟翼能使翼型在跨音速给定升力系数下所需的迎角和阻力都有所减小.1995年Bloy [3]等人发现用45°倾斜格尼襟翼比普通格尼襟翼提高翼型气动性能效果要好.1997年Bloy [4]等人进一步研究了5种不同形状的小型后缘襟翼对翼型气动性能的影响,结果表明45°楔形襟翼气动性能最好.所有这些不同形状小尺度后缘襟翼都不同程度上改进翼型升力系数和大迎角时翼型的升阻比,但是在中小迎角范围翼型升阻比仍有明显下降.Vijgen [5]等人提出锯齿形格尼襟翼明显地改进翼型在中小迎角范围的气动特性.本文在研究直8旋翼气动性能改进中,用低速风洞测力实验和襟翼处绕流的PI V 测量实验,研究给定襟翼弦长在不同偏角下锯齿形格尼襟翼的增升效果.1 实验设备和模型实验是在北京航空航天大学国防科技气动热力重点实验室的多功能低速风洞内进行的.风洞实验段尺寸为0.56m ×0.80m ×1.5m.模型为NAC A0012二维机翼,其展长为500mm ,弦长为250mm ,在后缘加装高度为翼型弦长4%的锯齿形格尼襟翼,锯齿角为60°,襟翼与翼型弦线夹角Φ分0°,18°,30°,40°,50°5种状态.实验风速为30m/s 和40m/s.基于翼型弦长的雷诺数分别为4.8×105和6.4×105.迎角范围为-12°到12°.机翼垂直安装在风洞试验段内,两端用端板尽量减少上下洞壁附面层影响,气动力用五分力盒式应变天平测量如图1.利用PI V 系统对锯齿形格尼襟翼处绕流流场进行测量,实验示意图如图2.PI V 系统配置可参考文献[6].图1 翼型测力实验 图2 翼型PI V 测量实验2 实验结果分析锯齿形格尼襟翼测力实验结果如图3所示,为了清楚起见,图中画出襟翼偏角为30°,40°,50°几种状态.从升力曲线可以看出锯齿形格尼襟翼可以明显地提高翼型升力系数.随着襟翼偏角增大,升力系数明显增加.但是当襟翼偏角大于30°,随襟翼偏角继续增大升力系数增加较慢.从阻力曲线可以看出锯齿形格尼襟翼使翼型阻力系数略有增大.当襟翼偏角小于30°,阻力系数除了零升阻力附近外在其他位置和原型很接近.从升阻比曲线可以看出锯齿形格尼襟翼明显地提高了翼型在大升力系数下的升阻比,但是当襟翼偏角在30°附近,翼型在小迎角范围内升阻比也有所提高.从俯仰力矩曲线可以看出锯齿形格尼襟翼增加翼型低头力矩,当襟翼偏角为30°时,对翼型1/4弦长处的俯仰力矩绝对值增加不超过0.02,能满足直升机旋翼翼型的俯仰力矩系数的设计要求.图3 锯齿形格尼襟翼测力实验结果 锯齿形格尼襟翼处流场PI V 测量的实验结果如图4～图7所示.齿尖、齿中、齿根的剖面位置图4 部面位置如图4,图5～图7给出当格尼襟翼偏角为30°时任一个锯齿上沿翼型展向取3个剖面上表面的瞬时速度场.从这些图上可以看出沿着锯齿形格尼襟翼的齿边,气流由下而上地向后面卷起流向涡,这种流向涡使上翼面后缘气流向翼型表面吸附,从而减小上翼面的分离,这应该是锯齿形格尼襟翼不仅能提高翼型升力还能够提高翼型升阻比的主要原因.图5 齿尖的瞬时速度场302第3期 沈遐龄等:锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究图7 齿根的瞬时速度场图6 齿中的瞬时速度场3 结 论1)锯齿形格尼襟翼可以明显地提高翼型升力系数和大升力系数下的翼型升阻比.在本实验中当襟翼偏角为30°时,升力系数比原型提高30%,大升力系数下升阻比提高15%～20%.2)对给定襟翼弦长存在一个最佳襟翼偏角,当锯齿形格尼襟翼偏角在这个最佳值附近翼型升阻比不仅在大升力系数下有所提高,而且在中小迎角范围也有提高.3)PI V 测量表明气流沿锯齿边自下而上卷起的流向涡使上翼面后缘气流向翼面上附着,推迟气流分离.致谢:作者对刘宝杰,杨晓宁等同志在本实验中做的工作表示衷心感谢!参考文献(R eferences )[1]Liebeck R H.Design of subs onic airfoils for high lift [J ].J Air 2craft ,1978,5(9):547～561[2]Boyd J A.T railing edge device for an airfoil [P ].US Patent4542868,1985[3]Bloy A W.Aerodynam ic characteristics of an aerofoil with smalltrailing edge flaps [J ].W ind Eng ,1995,19(3):167～172[4]Bloy A W.Enhanced aerofoil performance using trailing 2edge flaps[J ].J Aircraft ,1997,34(4):569～571[5]Vijgen P M H W.Serrated trailing edges for im proving life and dragcharacteristics of lifting surfaces [R ].NAS A Case LAR 213870212CU ,1989[6]刘宝杰1PIV 在低速风洞中的应用[J ]1流体力学实验与测量,1998,12(2):55～62Liu Baojie.Application of ON 2LINE PIV system in low speed wind tunnel [J ].Experiments and M easurements in Fluid M echanics ,1998,12(2):55～62(in Chinese )Experimental Inve stigation on Aerodynamic Performanceof Serrated Gurney FlapShen X ialing(Dept.of Flight Vehicle Design and Applied M echanics ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics )Wan Zhouying G ao G e(Dept.of Propulsion ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics )Abstract :F orce and PI V local flow measurements were conducted in a low speed wind tunnel to study the ef 2fectiveness of serrated G urney flap at different deflections.The results showed that the serrated G urney flap could significantly increase the lift coefficients and the ratio of lift to drag of the airfoil with high lift coefficients.F or a given serrated G urney flap ,there was an optimum deflection ,At which ,the lift 2drag ratio of the airfoil can in 2creased not only at high lift coefficient but als o at the low to middle angle of attack.It was als o found that near 2stream wise v ortices shed from the serrated edges can make the flow attach to the upper surface near the trailing edge and can delay flow separation.K ey words :high lift devices ;trailing edge flaps ;aerodynamic characteristics402北京航空航天大学学报 2003年。