【摘要】：低雷諾數(shù)流動(dòng)在渦輪葉片、風(fēng)力機(jī)、低速飛行器,高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)等方面都有著廣泛的應(yīng)用。低雷諾數(shù)下機(jī)翼氣動(dòng)性能惡化在機(jī)翼失速迎角附近會(huì)產(chǎn)生靜態(tài)遲滯現(xiàn)象,出現(xiàn)氣動(dòng)力遲滯環(huán)。對(duì)NACA633-421機(jī)翼模型進(jìn)行了針對(duì)氣動(dòng)力遲滯環(huán)的研究。實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)Re=1.24E5條件下機(jī)翼在迎角7°~12°和20°~25°出現(xiàn)了兩個(gè)氣動(dòng)力遲滯環(huán),層流分離泡無法抵抗逆壓梯度破裂消失是導(dǎo)致失速發(fā)生的主要原因,回程時(shí)機(jī)翼在失速迎角下無法形成層流分離泡結(jié)構(gòu)以穩(wěn)定上翼面流動(dòng)是機(jī)翼出現(xiàn)靜態(tài)遲滯的原因。探究了機(jī)翼前緣控制縫對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)力遲滯環(huán)的影響。在實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)Re=1.24E5條件下,機(jī)翼前緣布置被動(dòng)控制縫后中小迎角下的氣動(dòng)力遲滯環(huán)消除,被動(dòng)控制促進(jìn)了邊界層轉(zhuǎn)捩,增加了氣流邊界層能量,使層流分離泡在機(jī)翼迎角為12°時(shí)依然可以穩(wěn)定存在。但是大迎角遲滯現(xiàn)象依然存在,失速迎角與再附迎角推遲,遲滯區(qū)域略有增大。存在前緣控制縫后前緣層流分離泡縮小是失速迎角和再附迎角增大的原因。應(yīng)用熱線探針技術(shù)和粒子圖像測(cè)速技術(shù),對(duì)合成射流激勵(lì)器出口流場(chǎng)特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,并將合成射流技術(shù)應(yīng)用于低雷諾機(jī)翼氣動(dòng)力遲滯環(huán)的主動(dòng)流動(dòng)控制,在低雷諾數(shù)來流條件下(Re=1.24E5),消除了21°~27°區(qū)域遲滯環(huán)。
【圖文】：

圖 1.1 飛行物飛行雷諾數(shù)分布帶（Carmichael，1981）于機(jī)翼弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)在 104~106范圍內(nèi)屬于低雷諾數(shù)范疇，流體在低雷諾數(shù)條件流狀態(tài)，此時(shí)，氣流抵抗逆壓梯度的能力較弱，分離、轉(zhuǎn)捩等流動(dòng)現(xiàn)象更容易發(fā)范圍內(nèi)，機(jī)翼表面的流動(dòng)與常規(guī)飛行器的典型流動(dòng)結(jié)構(gòu)及特征發(fā)生較大差異，層非定常效應(yīng)為此時(shí)空氣動(dòng)力學(xué)所存在的最主要特點(diǎn)，表面粗糙度和湍流度等因素流場(chǎng)和氣動(dòng)性能造成改變。在低速飛行器、小型無人機(jī)、風(fēng)力機(jī)葉片以及高空長(zhǎng)眾多工程應(yīng)用領(lǐng)域中，翼型都長(zhǎng)期工作在低雷諾數(shù)范圍。經(jīng)典的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)的是高速大尺寸飛行器，其基于機(jī)翼弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)普遍大于 106，機(jī)翼在低雷諾能與高雷諾數(shù)狀態(tài)相比顯著惡化，特殊的氣動(dòng)現(xiàn)象與問題引起人們的廣泛關(guān)注。力機(jī)等等機(jī)翼表面的流動(dòng)也在低雷諾數(shù)的范圍內(nèi)，并隨著近年來微型飛行器（M行器（Remotely Piloted Vehicles RPVS）以及鄰近空間低速飛行器等的廣泛應(yīng)用，現(xiàn)的流動(dòng)非定常以及層流分離等等不同于常規(guī)飛機(jī)飛行雷諾數(shù)時(shí)的特征成為了發(fā)理論及工程應(yīng)用所不可避免的熱門問題。制約低雷諾數(shù)下翼型設(shè)計(jì)的瓶頸之一便升阻比氣動(dòng)設(shè)計(jì)，以克服該雷諾數(shù)下出現(xiàn)的升力不足，阻力上升難題。對(duì)于高雷阻力構(gòu)成來說，邊界層粘性效應(yīng)十分微小，不在同一量級(jí)上可以忽略，而在低雷

圖 1.2 全球鷹無人機(jī) 圖 1.3 翔龍無人機(jī)自從 1904 年普朗特提出邊界層理論后，流動(dòng)控制一直都是流體領(lǐng)域研究的前沿和熱點(diǎn)。通過近幾十年的發(fā)展，飛行器的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)日趨成熟，機(jī)翼的設(shè)計(jì)僅從氣動(dòng)外形著手的話，其氣動(dòng)性能也難以獲得跨越式的提升。因此，，在未來的飛行器設(shè)計(jì)與研制過程中，流動(dòng)控制將占據(jù)越來越重要的地位，變得不可替代。在全機(jī)減阻，渦流控制，大迎角高機(jī)動(dòng)，氣動(dòng)噪聲控制，分離流控制等方面，流動(dòng)控制都有著自己得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì)[5][6]。當(dāng)前我國大型民用客機(jī)正處在追趕外國的階段，面對(duì)國際航空產(chǎn)業(yè)的激烈競(jìng)爭(zhēng)，面對(duì)其他航空強(qiáng)國已經(jīng)建立的科技優(yōu)勢(shì)和技術(shù)壁壘，我們想要彎道超車有所突破，就必須要開展以減阻降噪、噪聲控制和分離控制等先進(jìn)的流動(dòng)控制技術(shù)的研究。1.2國內(nèi)外研究現(xiàn)狀近十幾年，國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者對(duì)分離流動(dòng)以及分離流動(dòng)帶來的靜態(tài)遲滯現(xiàn)象和流動(dòng)控制進(jìn)行了大量的研究。1.2.1低雷諾數(shù)流動(dòng)特性
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V211.41

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前3條

1 李鋒;白鵬;石文;李建華;;微型飛行器低雷諾數(shù)空氣動(dòng)力學(xué)[J];力學(xué)進(jìn)展;2007年02期

2 白鵬;崔爾杰;周偉江;李鋒;;翼型低雷諾數(shù)層流分離泡數(shù)值研究[J];空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào);2006年04期

3 上官云信,周瑞興,高永衛(wèi),肖春生,郗忠祥;翼型相對(duì)厚度對(duì)失速分離特性的影響[J];空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào);2000年S1期

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前1條

1 盛英華;微型飛行器低雷諾數(shù)二元翼型的氣動(dòng)特性研究[D];南京航空航天大學(xué);2003年

本文編號(hào)：2645092