高速前掠翼模型低速纵向气动力实验与数值仿真

为了研究高速前掠翼飞机低速气动力变化特性,以一种NACA64A005高速薄翼型前掠翼翼身组合体模型为基本研究对象,包括相应后掠翼模型和细长边条前掠翼模型,开展模型纵向气动力低速风洞实验研究,模型攻角变化范围-4°^+36°,实验风速29 m/s,特征雷诺数4×10~5。结果表明:前掠翼模型与相应后掠翼模型升力和阻力变化特性基本相同;但前掠翼表现出较好的大迎角气动力性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼模型升力特性和气动效率明显提升,33°迎角最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用ICEM和FLUENT软件与雷诺时均N-S方程,进行前掠翼模型定常黏性空间流场气动力数值仿真,结果表明建模和边界条件设置合理,仿真计算能够支持分析风洞模型实验数据。

气动台翼型测压实验及其数值仿真应用

以小型立式低速气动综合实验台为教学平台,以NACA64A-005翼型为开放实验对象,开展表面测压模型设计与制作实践,翼型弦长200 mm。在攻角±20o变化范围内,进行模型表面气流压强分布测量,实验段进口气流特征雷诺数2.0×10~5。应用FLUENT分析软件,数值仿真模型实验空间定常时均湍流流场和气动力随攻角变化特性。通过模型的制作与实验并结合数值仿真使学生更加牢固地掌握气动基础有关实验原理和概念,进一步训练和增强综合实践和创新能力。