【摘要】：低雷諾數流動在渦輪葉片、風力機、低速飛行器,高空長航時無人機等方面都有著廣泛的應用。低雷諾數下機翼氣動性能惡化在機翼失速迎角附近會產生靜態(tài)遲滯現象,出現氣動力遲滯環(huán)。對NACA633-421機翼模型進行了針對氣動力遲滯環(huán)的研究。實驗雷諾數Re=1.24E5條件下機翼在迎角7°~12°和20°~25°出現了兩個氣動力遲滯環(huán),層流分離泡無法抵抗逆壓梯度破裂消失是導致失速發(fā)生的主要原因,回程時機翼在失速迎角下無法形成層流分離泡結構以穩(wěn)定上翼面流動是機翼出現靜態(tài)遲滯的原因。探究了機翼前緣控制縫對機翼氣動力遲滯環(huán)的影響。在實驗雷諾數Re=1.24E5條件下,機翼前緣布置被動控制縫后中小迎角下的氣動力遲滯環(huán)消除,被動控制促進了邊界層轉捩,增加了氣流邊界層能量,使層流分離泡在機翼迎角為12°時依然可以穩(wěn)定存在。但是大迎角遲滯現象依然存在,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。應用熱線探針技術和粒子圖像測速技術,對合成射流激勵器出口流場特性進行了實驗研究,并將合成射流技術應用于低雷諾機翼氣動力遲滯環(huán)的主動流動控制,在低雷諾數來流條件下(Re=1.24E5),消除了21°~27°區(qū)域遲滯環(huán)。
【圖文】：

圖 1.1 飛行物飛行雷諾數分布帶（Carmichael，1981）于機翼弦長的雷諾數在 104~106范圍內屬于低雷諾數范疇，流體在低雷諾數條件流狀態(tài)，此時，氣流抵抗逆壓梯度的能力較弱，分離、轉捩等流動現象更容易發(fā)范圍內，機翼表面的流動與常規(guī)飛行器的典型流動結構及特征發(fā)生較大差異，層非定常效應為此時空氣動力學所存在的最主要特點，表面粗糙度和湍流度等因素流場和氣動性能造成改變。在低速飛行器、小型無人機、風力機葉片以及高空長眾多工程應用領域中，翼型都長期工作在低雷諾數范圍。經典的空氣動力學設計的是高速大尺寸飛行器，其基于機翼弦長的雷諾數普遍大于 106，機翼在低雷諾能與高雷諾數狀態(tài)相比顯著惡化，特殊的氣動現象與問題引起人們的廣泛關注。力機等等機翼表面的流動也在低雷諾數的范圍內，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用，現的流動非定常以及層流分離等等不同于常規(guī)飛機飛行雷諾數時的特征成為了發(fā)理論及工程應用所不可避免的熱門問題。制約低雷諾數下翼型設計的瓶頸之一便升阻比氣動設計，以克服該雷諾數下出現的升力不足，阻力上升難題。對于高雷阻力構成來說，邊界層粘性效應十分微小，不在同一量級上可以忽略，而在低雷

圖 1.2 全球鷹無人機 圖 1.3 翔龍無人機自從 1904 年普朗特提出邊界層理論后，流動控制一直都是流體領域研究的前沿和熱點。通過近幾十年的發(fā)展，飛行器的氣動布局設計技術日趨成熟，機翼的設計僅從氣動外形著手的話，其氣動性能也難以獲得跨越式的提升。因此，，在未來的飛行器設計與研制過程中，流動控制將占據越來越重要的地位，變得不可替代。在全機減阻，渦流控制，大迎角高機動，氣動噪聲控制，分離流控制等方面，流動控制都有著自己得天獨厚的優(yōu)勢[5][6]。當前我國大型民用客機正處在追趕外國的階段，面對國際航空產業(yè)的激烈競爭，面對其他航空強國已經建立的科技優(yōu)勢和技術壁壘，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的流動控制技術的研究。1.2國內外研究現狀近十幾年，國內外相關學者對分離流動以及分離流動帶來的靜態(tài)遲滯現象和流動控制進行了大量的研究。1.2.1低雷諾數流動特性
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V211.41

【參考文獻】

相關期刊論文 前3條

1 李鋒;白鵬;石文;李建華;;微型飛行器低雷諾數空氣動力學[J];力學進展;2007年02期

2 白鵬;崔爾杰;周偉江;李鋒;;翼型低雷諾數層流分離泡數值研究[J];空氣動力學學報;2006年04期

3 上官云信,周瑞興,高永衛(wèi),肖春生,郗忠祥;翼型相對厚度對失速分離特性的影響[J];空氣動力學學報;2000年S1期

相關碩士學位論文 前1條

1 盛英華;微型飛行器低雷諾數二元翼型的氣動特性研究[D];南京航空航天大學;2003年

本文編號：2645092