[科普中国]-振动机翼

局部振动机翼的增升减阻研究

某研究报告主要研宄机翼表面局部振动和机翼自身分离涡的耦合作用，研究局部振动区域不同振动形式下对升阻力的影响，从而选择一定的振动方式进行流动控制，达到使机翼增升减阻的效果。该报告计划通过风洞实验和数值方法，对机翼表面局部振动改变流动性质进行一定的研宄，分析流动性质改变和升阻力之间的关系。

通过CFD对局部振动翼型进行数值模拟，以局部振动的位置、宽度、频率、幅值为主要控制参数，分别研宄了小攻角下和大攻角下两种情况，分别确定了两种情况下局部振动产生最佳增升减阻效果的位置、宽度、耦合频率和幅值。分析了CFD数值模拟的流场，结果表明，局部振动在机翼前缘增升减阻效果好。在小攻角下，这种效果表现为阻力减小，是由于前缘局部振动对机翼自身分离涡产生了影响，改变了分离涡的结构；在大攻角下，升力有效提升，阻力有效减小，是因为前缘局部振动减缓了流动分离状况。1

绕振动机翼非定常气动力迟滞特性研究简介为了进一步提高战斗机的作战能力，要求新一代战斗机要有更强的机动性，特别是必须具备过失速机动特性。当飞机在极短的时间内进行大幅度的机动飞行时，作用于飞机上的气动力亦随时间变化，即所谓的非定常气动力。由于非定常气动力的迟滞特性，使得气动升力面快速振动时，可以获得较大的升力增益。因此当飞机进行过失速机动操纵时，飞机将受到非定常气动力的影响。为此，深入研究非定常气动力的机理问题，对新一代战斗机设计将具有非常重要的价值。

近年来，许多实验和计算结果都表明，当升力面在低速或高速流场内俯仰振动时，绕升力面的流场及气动力在其上仰和下俯相同迎角瞬间是不同的。由于非定常迟滞效应引起的这种不同将受到许多因素的影响，如升力面振动频率、振幅及振动转轴位置等。该研究报告在无粘流的前提下，利用数值模拟方法分别以NACA_0012为翼型的矩形机翼和带有65°后掠角三角翼为例，对机翼在流场内以不同的振动频率、振幅及不同位置轴振动的非定常气动力特性进行了计算研究，给出了一些有价值的结果。

研究结果该报告利用欧拉方程数值解，成功地模拟研究了在高速流场中，矩形机翼以不同方式俯仰振动时非定常动力的基本特性。计算结果表明，绕小迎角俯仰振动机翼的非定常气动力迟滞特性不仅受机翼形状、振动频率、振幅等因素的影响，而且还受到振动轴位置变化的影响。同时，分析计算在低速流场中绕振动三角翼大迎角非定常气动力的变化特征。从这部分的结果表明，由于三角翼的俯仰振动，使得绕机翼上表面背风分离涡的位置相对“固定”，同时也使该旋涡的破裂过程推迟。2