飞机尾流控制的SPIV实验研究

摘要：

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统.本实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C数据,给出两种不同尾翼情况下的SPIV观测结果,并与无尾翼情况作了对比:若没有尾翼,翼尖涡能单独地存在很长时间,而如果选用合适的尾翼设置,由于尾翼涡和翼尖涡相互作用触发出的Rayleigh-Ludwieg不稳定性(The Rayleigh-Ludwieg instability),尾迹涡的涡核可以在飞机下游约35个展长位置处就破裂掉；另外,为了有效地使尾迹涡破裂,必须使Rayleigh-Ludwieg不稳定性的”触发”发生在翼尖涡完全发展后,触发时间的控制可通过调整尾翼迎角及展弦比来实现.

关键词： 尾流涡 SPIV实验 不稳定性 飞机 尾翼 尾流控制

作者: 黄烁桥 申功炘 Robert Konrath Carl F.v.Carmer Kompenhans Jügen

作者单位: 航空工程与科学学院流体所,北京航空航天大学,中国北京,100083 Institute of Aerodynamics and Flow Technology, Germany Aerospace Center (DLR), Gottingen, Germany

会议类型: 国内会议

会议名称: 第七届全国实验流体力学学术会议

会议地点: 北戴河

会议语种:中文

页码: 148-153

在线出版日期: 2007-08-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）