翼型局部弹性自激振动的增升减阻效应研究

的非 定常 气动 力进行 了计 算 ， 结果 与文献数 据吻 合 良好 ， 证 了算 法 的准 确性 ； 雷诺数 为 ２ Ｏ 验 对 ×１ 时弹性 翼 面 自激振 动对翼 型 的增升减 阻效 应进行 了数值 分析 ． 究结果表 明 ， 研 同刚性 翼 型的 气动特 性相 比 ， 翼型 的局部 弹性 自激振 动使翼 型 的气动 特性得 到 了明显 改善 ： 失速 角度从 原 来 的 １ 。 其 ３推
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第４卷 ５
第５ 期
西 安 交
通
大
学 学
报
Ｖｏ ． ５ Ｎｏ ５ １４ ．
Ｍ ａ ２ １ ｖ ０１
２ １ 年 ５月 ０１
Ｊ ＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＸＩＡＮ Ｉ Ｊ ＡＯＴＯＮＧ ＵＮＩ ＲＳＴＹ ＶＥ Ｉ
翼 型 局 部 弹 性 自激 振 动 的 增 升 减 阻效 应 研 究
关 键词 ：翼 型 ； 气动弹性 ； 增升 减 阻 中图分 类号 ：Ｖ２ １３ 文 献标志 码 ：Ａ １． 文章 编号 ： ２ ３９ ７ ２ １ ） ５０ ９ —８ ０ ５ —８ Ｘ（ ０ １ ０ —０ ４０
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康伟 ， 张 家忠
（ 安 交 通 大 学 能 源 与 动 力 工 程学 院 ，７ ０４ ， 安 ） 西 １０ ９ 西
摘要 ：基 于几何 非线性 的 浅拱 理论及 空气动 力学理 论 ， 立 了局 部 弹性翼 型的 气动弹性 模型 ， 建 并针 对该模 型建 立 了在 ＡＬ Ｅ坐标 下局部 弹性翼 型 与非 定 常 流场 的耦 合 算 法 ； 振 动 ＮＡＣ ０ ２翼 型 对 Ａ０ １
迟到 了 １ 。在 大攻 角下 ， 型的升 阻比提 高 了 ８ ６ ６； 翼 Ｏ／以上． ９ 频谱 分析 发现 ： 在攻 角为 ８和 １ 。 ， 面 。 １时 翼 振动 与流 场的耦 合 出现 同步 现 象 ； 攻 角为 １ 。 ， 在 ６时 翼型 的局 部 自激振 动 使 剪切 层 内形 成一 系列 小 尺度 涡 ， 同时 削减 了大涡的尺 寸 ， 这使 得 升 、 阻力 的波动幅 度减 小 ， 一定程 度上 改善 了翼型 的 气动 在 性能． 中建立 的气弹模 型具 有 明显的减 阻增 升效果 ， 望应 用于翼 型的优 化设计 ． 文 可
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