发散后缘与Gurney襟翼对超临界翼型影响的实验研究
在M=0.7、特征长度取为1米的实验Re数为2.1×10<”6>的条件下进行了发散后缘与Gurney襟翼对超临界翼型气动特性影响的实验研究,同时还进行了后缘发散翼型Gurney襟翼增升特性研究.实验中共采用了四种Gurney襟翼,高度分别为0.5％,1.0﹪,1.5﹪和2.0﹪弦长.结果表明,与后缘发散相比,通过加装Gurney襟翼改进超临界翼型以提高其气动性能的办法效果显著,并且,后缘发散翼型仍然可以通过加装Gurney襟翼的办法进行增升.加装Gurney襟翼后,两者的升力系数、最大升力系数以及最大升阻比都有很大提高.高速条件下Gurney襟翼的增升机理主要来自于其推迟激波的作用:虽然加装Gurney襟翼后波阻和压差阻力都有所增加;但与此同时,翼型下表面压力增加,后体加载增强,上表面激波被有效推迟,超音速范围扩大,两者共同导致升力也大幅增加.由于某些情况下升力增幅大于阻力增幅,因此,翼型获得了增大的升阻比和优良的气动特性.
Gurney襟翼 发散后缘 超临界翼型 风洞试验
李亚臣 王晋军
中国空气动力研究与发展中心(四川绵阳);北京航空航天大学流体力学研究所(北京) 北京航空航天大学流体力学研究所(北京)
国内会议
太原
中文
295-299
2004-04-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）