【摘要】：未來(lái)軍/民運(yùn)輸機(jī)的高性能要求促使近年來(lái)環(huán)量控制技術(shù)正成為研究的新熱點(diǎn)。本文簡(jiǎn)單介紹了環(huán)量控制研究的進(jìn)展;深入討論了包括二維環(huán)量控制翼型標(biāo)模和CCA/OTW(Circulation Control Airfoil/Over the Wing)實(shí)驗(yàn)、半模型子系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)和三維翼身融合體全機(jī)實(shí)驗(yàn)等可供CFD驗(yàn)證用的NASA實(shí)驗(yàn)研究。在2個(gè)尺寸相近的風(fēng)洞中對(duì)同一二維標(biāo)模的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,源于切向吹氣的最大升力系數(shù)CLmax在中等縫道出口高度時(shí)可達(dá)8~9。數(shù)據(jù)對(duì)比表明此實(shí)驗(yàn)結(jié)果可供計(jì)算流體力學(xué)(CFD)驗(yàn)證用。二維CCA/OTW實(shí)驗(yàn)表明,發(fā)動(dòng)機(jī)位置前移可大幅增大失速迎角和CLmax;CCA后緣吹氣噪聲的低頻部分強(qiáng)度與速度的8次方成正比,高頻部分與速度的6次方成正比。半模型子系統(tǒng)的FACT-MAC跨聲速實(shí)驗(yàn)不僅可研究高雷諾數(shù)效應(yīng),且可提供2種飛行狀態(tài)的數(shù)據(jù)。初步結(jié)果表明,與無(wú)射流的低速數(shù)據(jù)相比,在α=25°時(shí)CL增大約33%,跨聲速時(shí)在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下射流可有效地使激波誘導(dǎo)的分離再附,在保持原有強(qiáng)度下激波位置可后推5%的弦長(zhǎng)。三維全機(jī)CCW/OTW的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)尚在整理分析中,但初步結(jié)果已表明,應(yīng)用前緣吹氣可將失速迎角增大至25°,CLmax增大至6,正確安排OTW位置可增大升力線斜率等。
[Abstract]:In recent years, the high performance requirement of military / civilian transport aircraft is becoming a new research hotspot. In this paper, the research progress of loop control is briefly introduced. In this paper, the experimental research of NASA which can be used for CFD verification is discussed in detail, including 2-D loop control airfoil scalar model and CCA/OTW (Circulation Control Airfoil/Over the Wing) experiment, semi-model subsystem experiment and three-dimension pterygoid fusion whole aircraft experiment. The experimental results of the same two-dimensional model in two similar wind tunnels show that the maximum lift coefficient (CLmax) derived from tangential blowing can reach 8 / 9 at the outlet height of the middle seams. Data comparison shows that the experimental results can be used for (CFD) verification of computational fluid dynamics. Two-dimensional CCA/OTW experiments show that the forward displacement of engine position can greatly increase the intensity of the low-frequency part of the stall angle of attack and the CLmax;CCA rear edge blowing noise, and the intensity of the low-frequency part is proportional to the eighth power of the velocity, and the high-frequency part is directly proportional to the sixth power of the velocity. The FACT-MAC transonic experiments of the semi-model subsystem can not only study the high Reynolds number effect, but also provide the data of two flight states. The preliminary results show that compared with the low speed data without jet, the CL increases about 33% at 偽 = 25 擄, and the jet can effectively reattach shock induced separation at transonic velocity in a non-designed state. The shock wave position can be pushed back by 5% chord length under the original strength. The experimental data of 3D CCW/OTW are still in the process of analysis, but the preliminary results show that the stall angle of attack can be increased to 25 擄, the CLmax can be increased to 6, and the slope of lift line can be increased by correctly arranging the position of OTW.
【作者單位】： 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院;
【分類號(hào)】：V211.41

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本文編號(hào)：2389303