使用數(shù)值模擬方法研究了前緣縫翼翼型氣動(dòng)特性,并將該前緣縫翼翼型應(yīng)用于直升機(jī)平尾,分析了該直升機(jī)全機(jī)氣動(dòng)特性,最后通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。結(jié)果表明,前緣縫翼構(gòu)型平尾能有效改善直升機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性。 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,52(02)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

前緣位置開縫示意圖

縫道外形參數(shù)

Malone[10]和Narramore[11]基于N-S方程，使用數(shù)值模擬方法對(duì)先進(jìn)高效翼型做了大量模擬計(jì)算和研究，取得了較好的成果。本文采用N-S方程作為控制方程，使用FLUENT軟件計(jì)算翼型氣動(dòng)特性。為了驗(yàn)證本文翼型氣動(dòng)特性計(jì)算精度，本文首先對(duì)MS0313翼型進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算，并與NASA翼型風(fēng)洞試驗(yàn)報(bào)告[12]中的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。圖3為計(jì)算對(duì)比結(jié)果。計(jì)算結(jié)果顯示，本次使用的數(shù)值模擬計(jì)算方法計(jì)算的MS0313翼型升力系數(shù)和失速迎角與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果符合性較好。使用該方法計(jì)算前緣縫翼翼型與基本翼型的氣動(dòng)特性。計(jì)算條件為：


本文編號(hào)：3576540