三維前緣凹凸機翼的理論與試驗研究.pdf

1、機翼在大攻角下的失速問題一直都是人們研究的熱點問題,目前大多采用附加裝置進行機翼分離流及渦的控制,但是采用附加裝置使得整個機翼裝置變得復雜,可操縱性減小,或者普通不可控的附加裝置增加了機翼本身的阻力。前緣凹凸機翼通過改變機翼前緣的幾何形狀來實現(xiàn)控制失速與減阻,不需要任何的附加裝置,具有結構簡單易于實現(xiàn)的特點。本文主要通過模型試驗和數(shù)值仿真的方法對延緩三維機翼失速和提高機翼性能進行研究。
　　首先,通過模型試驗的方法驗證前緣凹凸提高

2、機翼的性能及延緩失速的有效性。以NACA0020為剖面翼型制作了標準的三維平板機翼,在此基礎上設計并制作了三維前緣凹凸機翼。在循環(huán)水槽進行敞水試驗,通過記錄分析試驗數(shù)據(jù),驗證了當其他條件保持不變時,前緣凹凸結節(jié)可以使機翼的失速角后移,并提高機翼的升力和升阻比,尤其是在大攻角情況下,減阻節(jié)能效果更加明顯,為后續(xù)的研究打下基礎。
　　其次,建立前緣凹凸機翼的性能分析的CFD數(shù)值仿真預報方法。根據(jù)前緣凹凸機翼的特點,選擇分離渦模擬方法,

3、依據(jù)模型試驗的尺寸建立數(shù)值仿真模型,網(wǎng)格的劃分嚴格遵循分離渦模擬方法對網(wǎng)格質量的要求。應用Fluent軟件進行標準三維機翼和三維前緣凹凸機翼性能的數(shù)值模擬,并將計算值和模型試驗值進行對比,驗證數(shù)值模擬方法的正確性。
　　最后,對前緣凹凸機翼的性能進行變參數(shù)研究,分析凹凸結節(jié)的幾何參數(shù)對其性能的影響。參考座頭鯨鰭狀前肢,建立標準三維機翼模型和前緣凹凸的三維機翼模型。改變前緣凹凸結節(jié)的的波高、波長和分布密度等幾何參數(shù),分析這些參數(shù)的變