NACA0015翼型主动流动控制数值模拟
(0) 应用CFD技术数值模拟了合成射流对NACA0015翼型流动控制的影响，合成射流施加的位置分别距离翼型前缘0.12c、0.3c和0.7c(c为翼型的弦长)，研究分析了不同位置施加合成射流控制流动分离的效果随攻角和射流偏角的变化趋势，并通过对临界点处流场拓扑结构的分析认识明确了该变化趋势内含的力学机理。同时，本文还对组合合成射流进行了初步探究。通过对数值模拟结果的分析表明：a)0.12c、0.3c和0.7c等对应的射流情形，采用切向射流均优于法向射流的控制效果，法向射流对于翼型增升减阻是不利的；b)攻角较小时，分离点在机翼下游，在翼型下游施加合成射流优于在翼型上游施加合成射流的控制效果；c)随着攻角的增大，分离点向翼型上游移动，在翼型上游施加合成射流效果较好，在翼型下游施加合成射流不能控制流动分离：d)射流位置应靠近分离点或在分离点之前，才能达到流动控制的目的，射流位置越靠近分离点流动控制效果越佳。
NACA0015翼型 主动流动控制 数值模拟 计算流体力学技术
刘峰 邹建锋 郑耀
浙江大学玉泉校区航空航天学院,浙江杭州 310027
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2012-08-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）