环量控制技术用于飞行器上可以显著提高升力,改善飞行性能。为了研究环量控制对超临界翼型气动特性的影响规律,特别是大迎角下的气动特性,采用雷诺平均N-S方程的数值模拟方法进行了数值计算和分析。分别模拟了动量系数、迎角、射流比例对于升阻特性的影响规律。结果表明,大迎角下环量控制射流对翼型升力的提升极其有限,高动量系数会导致翼型失速迎角提前,分析了射流和迎角与前缘流场的相互关系,总结了失速迎角提前的作用机理;通过调节双射流比例,能够在大迎角下进一步改善升阻特性。

为了研究超临界翼型在跨音速叶轮领域的应用,对超临界翼型进行气动特性分析。本文以超临界翼型SC(2)-0712为研究对象,使用ICEM软件对其进行网格划分,在FLUENT中选择SST k-ω湍流模型,模拟研究了该翼型在不同马赫数和攻角条件下的升阻比变化规律,并分析了攻角变化对翼型激波位置和激波强度的影响。结果表明:对于超临界翼型SC(2)-0712,其升力系数随着攻角的增大先上升后下降,约在9°~12°攻角范围内出现峰值;阻力系数均随攻角的增大而增大,并呈近似线性变化;升阻比随着攻角增大而减小,并在6°攻角之后趋于平坦;攻角的变化对激波位置和强度有显著影响,且攻角越大,激波越靠近前缘,激波强度也越大。为超临界翼型在跨音速叶轮领域的应用提供理论支持。

以连续光滑偏转后缘变弯度跨声速翼型为研究对象,对其开展了巡航状态绕流数值模拟,研究了其气动特性并与基本翼型和简单襟翼偏转后缘变弯度翼型的气动特性进行了比较。基本翼型采用RAE 2822超临界翼型;绕流数值模拟采用雷诺平均Navier-Stokes方法,通过与基本翼型试验数据比较,确认了数值模拟方法的准确性。研究发现,跨声速巡航状态下,连续光滑偏转后缘翼型能通过小偏转角变弯度来减小翼型的压阻及总阻力,从而可在巡航过程中升力系数变化条件下实时改善翼型气动特性;这种气动效益在简单襟翼偏转后缘翼型上也能达到同等程度甚至略有增大,表明从气动特性的角度而言跨声速巡航态小偏转角变弯度情形对变弯度方式的敏感性小于已有研究中关注的低速飞行大偏转角变弯度情形,因而跨声速巡航态需要更精细的变弯度方式设计。

为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行数值模拟。通过比较基准RAE2822翼型与下表面射流翼型的流场,验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡,带动流线向下偏折,增加了翼型的等效弯度,同时加大前缘的吸力峰,从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对RAE2822翼型气动性能的影响规律。结果表明给定状态下,下表面射流的位置越靠后,动量系数越大,翼型的气动性能越优。下表面射流在α=0°和2°时的最优射流角度为110°,在α=4°时的最优射流角度为160°,且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在0.3~0.6范围内的气动性能。

阐述了研究发展我国自然层流超临界翼ＮＰＵ－Ｌ７２５１３的设计思想，设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法，首次提出了利用弱激形足够压梯度的自然层流超临界翼型的设计思想，解决了维护层的所需的一定顺压梯度压力分布形态和无激励超超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾，风洞实验结果表明，所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。