馬赫數(shù)、攻角及后掠角對后掠機(jī)翼邊界層穩(wěn)定性及轉(zhuǎn)捩的影響.pdf

1、后掠機(jī)翼邊界層流動穩(wěn)定性問題的研究對翼型的優(yōu)化設(shè)計和氣動減阻有著極其重要的價值。后掠機(jī)翼邊界層是典型的三維邊界層，其轉(zhuǎn)捩主要由橫流不穩(wěn)定性主導(dǎo)。來流馬赫數(shù)、攻角、后掠角等參數(shù)對后掠機(jī)翼邊界層橫流不穩(wěn)定性有著非常重要的影響。
　　本文以適航狀態(tài)的民航后掠機(jī)翼 NACA0012為研究對象，首先采用建模軟件建立后掠機(jī)翼模型并進(jìn)行網(wǎng)格劃分；其次采用數(shù)值模擬的方法，通過求解三維可壓縮N-S方程，計算得到展向無限長后掠機(jī)翼邊界層的基本流場；然

2、后基于線性穩(wěn)定性分析，通過求解經(jīng)典的O-S方程，得到擾動波的中性曲線和幅值演化曲線，分析來流馬赫數(shù)、攻角、后掠角等參數(shù)對后掠機(jī)翼邊界層流動穩(wěn)定性的影響；最后采用轉(zhuǎn)捩預(yù)測的eN方法對轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行預(yù)測。
　　計算了不同來流馬赫數(shù)、攻角、后掠角等工況，研究分析得到主要結(jié)論如下：
　　在亞音速范圍內(nèi)，后掠機(jī)翼邊界層橫流強(qiáng)度隨來流馬赫數(shù)增加而增強(qiáng)。隨馬赫數(shù)的增加，不穩(wěn)定擾動波的頻率范圍逐漸增大，而流向范圍變化較小。橫流駐波的中性曲線對

3、馬赫數(shù)的變化并不敏感。在機(jī)翼頭部前緣，馬赫數(shù)較低時擾動波最大增長率較大，N值增長較快；隨著流向位置的增加，低馬赫數(shù)下的擾動波最大增長率下降較快，從而使得較高馬赫數(shù)下的擾動波 N值逐漸超過低馬赫數(shù)下的N值。
　　小攻角時擾動波的增長在機(jī)翼背風(fēng)面受到抑制，在迎風(fēng)面得到加強(qiáng)。小攻角時迎風(fēng)面/背風(fēng)面的中性曲線在流向的最大位置隨著攻角的增大而線性增加/減小。轉(zhuǎn)捩首先在迎風(fēng)面發(fā)生，且采用eN方法預(yù)測的轉(zhuǎn)捩位置隨攻角的增大而向機(jī)翼前緣移動。