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基于涡流发生器的跨声速风洞侧壁边界层控制研究

刘光远  贾智亮  陈学孔  
【摘要】:半模型试验是飞行器研制中常用的一种试验手段。与全模型试验相比,半模型试验具有模型尺度大,试验雷诺数高,无尾支撑干扰等优点。但半模型试验受洞壁边界层干扰影响严重,提高试验质量的关键在于消除或减小边界层干扰影响。涡流发生器是一种典型边界层流动控制方法,其产生的尾涡与边界层低能区相互作用,可用来改善边界层速度分布,因此可用其降低侧壁边界层对试验数据的影响。本文利用数值模拟方法分析了涡流发生器参数对边界层特性的影响规律,并开展了验证试验。数值模拟方面,分析了涡流发生器安装角度、结构大小、安装位置等参数的影响规律。结果表明,在试验段侧壁安装涡流发生器可有效减少模型区边界层厚度,对核心流场影响较小。基于计算结果设计了可用于2.4米跨声速风洞半模试验段的涡流发生器。验证试验方面,结合2.4米跨声速风洞半模试验段结构,设计加工了梯形平板涡流发生器,通过边界层厚度对比验证涡流发生器效果,利用侧壁M数分布和全模型测力结果分析其对主气流的影响,并基于宽体客机半模型试验分析边界层减薄对纵向气动规律的影响。结果表明:亚声速范围内,涡流发生器能够使边界层厚度降低20%-30%,对主气流均匀性影响较小;同时,半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的边界层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中。图1A)给出了典型的计算结果,对比了安装高度为0.8倍和1.2倍边界层厚度的涡流发生器后边界层内速度恢复系数与空风洞状态的分布特性;图1B)给出了典型的试验结果,对比了安装涡流发生器前后边界层内速度恢复系数分布。

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