多段翼型縫道流動的相似準則研究.pdf

1、在飛機的機翼設計中，增升裝置得到廣泛的應用。由于其流動和作用機理的復雜性，增升裝置的設計是機翼設計中的難點。多段翼型是飛機上最為常用的增升裝置?？p道參數對多段翼型的性能有很大影響。對于多段翼型的最終構型，往往是由風洞實驗最終確定的。然而由于實驗雷諾數與使用雷諾數的不同，實驗最佳參數未必在使用時有最佳效果。 本文針對GAW-1兩段翼型，用數值計算對該翼型的邊界層轉捩位置和表面壓力分布進行了計算研究。并設計、加工了風洞實驗模型，在西

2、北工業(yè)大學NF-3風洞中進行了實驗研究。實驗雷諾數為0.52×10<'6>～2.06×10<'6>，主要測定翼型升力系數和對應縫道流場的速度型。實驗狀態(tài)主要有：(1)襟翼偏角δ=40°，O/L=0，Gap=8～20mm；(2)δ=10°，O/L=43.4mm，Gap=4.45～27mm：都有自由轉捩和固定轉捩狀態(tài)。 研究表明：(1)多段翼型在大升力狀態(tài)時存在不穩(wěn)定現象，即雖然升力系數較大，但不穩(wěn)定。設計使用中應引起足夠重視；(2

3、)隨著雷諾數的變化，得到縫道中邊界層相應減薄的流動圖譜；(3)隨著雷諾數的增加，縫道內的無因次平均速度在增加，與升力系數的增加趨勢相同；(4)在Re數為0.52×10<'6>～2.06×10<'6>內，升力系數受雷諾數影響明顯；(5)對于本文研究的模型，Re數為0.52×10<'6>～1.03×10<'6>內，自由轉捩下最大升力系數提高近似呈線性，固定轉捩下最大升力系數變化無明顯趨勢；Re數為1.03×10<'6>～2.06×10<'6