第一作者劉金利男，博士生，1977年生

通信作者楊智春男，教授，博士生導(dǎo)師，1964年生

Microtab對(duì)翼型跨音速抖振始發(fā)特性的影響

劉金利，楊智春，丁允停

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072)

摘要：研究了microtab對(duì)翼型跨音速抖振始發(fā)特性的影響。采用SST湍流模型對(duì)RANS方程進(jìn)行封閉，以NACA0012翼型為對(duì)象，用CFD方法計(jì)算了在其后緣附近安裝microtab后，翼型的跨音速流場(chǎng)。對(duì)比分析了在翼型后緣附近的上表面、下表面單獨(dú)安裝和上下表面對(duì)稱(chēng)安裝microtab后，對(duì)翼型跨音速抖振始發(fā)特性的影響，并研究了microtab的高度和弦向安裝位置對(duì)跨音速抖振邊界的控制作用。結(jié)果表明：在翼型后緣附近的上表面加裝microtab能夠提高抖振始發(fā)攻角，并且隨著microtab高度的增加，抖振始發(fā)攻角有增大的趨勢(shì)。在翼型后緣附近的下表面加裝microtab能夠提高抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)，且抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)隨著microtab高度的增加而增大。microtab的弦向安裝位置的變化對(duì)于抖振始發(fā)攻角影響較小，但是對(duì)抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)有明顯的影響。

關(guān)鍵詞：跨音速抖振;抖振始發(fā);微型擾流片

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金(11072198)；高等學(xué)校學(xué)科創(chuàng)新引智計(jì)劃(B07050)

收稿日期：2013-10-21修改稿收到日期：2014-03-07

中圖分類(lèi)號(hào):Tp11.41+2；Tp11.3文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

doi[2]Molton P, Dans J, Lepage A, et al. Control of buffet phenomenon on a transonic swept wing[J]. AIAA Journal, 2013, 51(4):761-772.

Effect of microtab on airfoil transonic buffet onset

LIUJin-li,YANGZhi-chun,DINGYun-ting(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Abstract:A CFD simulation using Reynolds-averaged Navier-Stokes method with SST turbulence was conducted to determine the transonic flow around the NACA0012 airfoil with a microtab installed perpendicularly to the airfoil surface in the vicinity of trailing edge. The influences of different installing schemes of microtabs (one tap installed on airfoil upper surface, one tap installed on airfoil lower surface, two taps were symmetrically installed on airfoil upper and lower surfaces) on transonic buffet onset were analyzed and compared. Subsequently, a sensitivity analysis was conducted to determine the effect of height and chord wise position of microtab on transonic buffet onset. The results indicate that the improvement of the buffet onset angle of attack is achieved by installing the microtab on the upper (suction) surface of the airfoil; furthermore, the buffet onset angle of attack tends to be improved as the height of microtab increases; however, the improvement of the lift coefficient of buffet onset is attained by installing the microtab on the lower (pressure) surface of the airfoil; similarly, the lift coefficient of buffet onset can be improved with the increase in microtab height; the variation of microtab chord wise position has little effect on the buffet onset angle of attack, but it has obvious influence upon the lift coefficient of buffet onset.

Key words:transonic buffet; buffet onset; microtab

民航客機(jī)在巡航跨音速飛行時(shí)，由于突風(fēng)或者其他不可預(yù)知的突發(fā)狀況，可能會(huì)無(wú)意中進(jìn)入飛機(jī)的抖振邊界。進(jìn)入抖振邊界以后，飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)影響乘坐舒適性和操控性的搖擺、沉浮和滾轉(zhuǎn)等振動(dòng)現(xiàn)象，甚至有可能造成飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞損傷和飛行安全事故。

導(dǎo)致跨音速抖振的根本原因是激波與分離的邊界層之間相互作用，形成機(jī)翼表面的激波振蕩。風(fēng)洞模型試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果都已經(jīng)揭示出，跨音速流場(chǎng)中機(jī)翼上的激波周期運(yùn)動(dòng)與尾跡區(qū)的流動(dòng)是相互作用的。為了控制激波振蕩，可以對(duì)激波附面層相互作用區(qū)域的流場(chǎng)進(jìn)行干預(yù)。Ogawa等[1]使用風(fēng)洞模型試驗(yàn)與數(shù)值仿真方法，通過(guò)在機(jī)翼的激波位置安置鼓包(Bump)，來(lái)對(duì)激波的形狀進(jìn)行控制，使正激波轉(zhuǎn)變?yōu)樾渭げǎ蠓葴p小了激波阻力，同時(shí)推遲了抖振始發(fā)，但是這種方法的缺點(diǎn)是鼓包放置的位置必須位于激波處。Molton等[2]通過(guò)在一后掠翼的激波位置前放置三種不同的渦流發(fā)生器——機(jī)械、連續(xù)和間歇射流式渦流發(fā)生器來(lái)減緩氣流分離區(qū)的擴(kuò)展，以實(shí)現(xiàn)對(duì)激波與附面層相互間作用的控制。這三種渦流發(fā)生器對(duì)推遲抖振始發(fā)的效果明顯，但是機(jī)械式渦流發(fā)生器會(huì)引起跨音速巡航阻力的增加，射流發(fā)生器雖然不會(huì)增加飛行阻力，但是該裝置比較復(fù)雜，難以在實(shí)踐中應(yīng)用。除了對(duì)激波附面層區(qū)域的流場(chǎng)進(jìn)行干預(yù)以外，同樣可以通過(guò)改變翼型的后緣幾何形狀來(lái)對(duì)尾跡附近的流場(chǎng)進(jìn)行控制。如Gibb[3]提出了一種比較簡(jiǎn)單的后緣增厚的方案，通過(guò)試驗(yàn)表明，氣流分離被有效的固定在后緣附近增厚的位置，但是這種方法也不可避免的會(huì)增加阻力。Caruana等[4]將一個(gè)后緣偏轉(zhuǎn)裝置安裝在OAT15A翼型上，用來(lái)研究抖振減緩效果。偏轉(zhuǎn)裝置位于翼型后緣的下表面，相對(duì)長(zhǎng)度為弦長(zhǎng)的1%~3%，旋轉(zhuǎn)角度范圍為0～60，通過(guò)一個(gè)電動(dòng)馬達(dá)驅(qū)動(dòng)，可以實(shí)現(xiàn)不同偏轉(zhuǎn)角度的保持和連續(xù)動(dòng)作，通過(guò)對(duì)偏轉(zhuǎn)裝置的開(kāi)環(huán)控制，只要選擇適當(dāng)?shù)钠D(zhuǎn)角度就可以推遲抖振始發(fā)。

通過(guò)在翼型上加裝微型擾流片(Microtab)來(lái)改善流動(dòng)狀況，是近些年來(lái)發(fā)展起來(lái)的一項(xiàng)流動(dòng)控制技術(shù)，目前主要用來(lái)改善風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片上的載荷分布，減輕葉片的質(zhì)量，提高風(fēng)機(jī)的發(fā)電效率。在二維翼型上加裝微型擾流片能夠明顯改變翼型的有效彎度和翼型后緣的流動(dòng)狀態(tài)，從而改變整個(gè)翼型的氣動(dòng)性能。微型擾流片裝置的優(yōu)勢(shì)是機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單，所需驅(qū)動(dòng)力較小、展開(kāi)時(shí)間短，同時(shí)對(duì)于原有翼型的改變較小。Baker等[5]應(yīng)用數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞模型試驗(yàn)方法對(duì)于基于微型擾流片的氣動(dòng)載荷控制系統(tǒng)進(jìn)行了研究，同時(shí)基于S809翼型，應(yīng)用數(shù)值方法研究了微型擾流片的尺寸和位置對(duì)氣動(dòng)載荷的影響。研究表明：在翼型后緣附近的上表面伸出微型擾流片能夠降低翼型的升力，而在翼型的下表面伸出微型擾流片能夠增加翼型的升力。

將微型擾流片裝置用于跨音速抖振的減緩和控制還沒(méi)有相關(guān)報(bào)道。本文針對(duì)機(jī)翼的跨音速抖振邊界的控制問(wèn)題，研究了微型擾流片對(duì)機(jī)翼跨音速抖振始發(fā)的控制效果。采用CFD方法，對(duì)加裝微型擾流片的NACA0012翼型的跨音速流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值仿真，研究了微型擾流片的安裝方案(上表面、下表面單獨(dú)安裝和上下表面同時(shí)安裝)、幾何尺寸和弦向位置對(duì)翼型的流場(chǎng)特性與抖振始發(fā)點(diǎn)的影響。采用RANS求解方法進(jìn)行湍流流場(chǎng)的模擬，湍流模型采用SST湍流模型。計(jì)算狀態(tài)參數(shù)選為：馬赫數(shù)Ma=0.775，計(jì)算的攻角范圍：0°~3.5°，雷諾數(shù)Re=10×106。抖振始發(fā)點(diǎn)的預(yù)計(jì)判據(jù)采用激波位置變化判據(jù)[6]。

1跨音速流場(chǎng)模擬的數(shù)值方法

1.1定常流動(dòng)的N-S方程

直角坐標(biāo)系下的二維可壓縮定常N-S方程的守恒積分形式為：

(1)

F=FC+Fν

(2)

采用有限體積法空間離散N-S方程，對(duì)流通量項(xiàng)和粘性通量項(xiàng)的計(jì)算均采用二階精度的迎風(fēng)格式進(jìn)行離散，時(shí)間推進(jìn)采用二階LUSGS-Ts隱式時(shí)間推進(jìn)法。

1.2湍流模型

基于雷諾平均N-S方程(RANS)方程模擬湍流流場(chǎng)時(shí)，對(duì)于湍流模型的選擇，一個(gè)重要的性能指標(biāo)是對(duì)于氣流從物面分離的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，這對(duì)于抖振始發(fā)的準(zhǔn)確預(yù)計(jì)至關(guān)重要。為了能夠準(zhǔn)確模擬氣流分離現(xiàn)象，學(xué)者們提出了各種不同的湍流模型。Menter[7]基于k-ω模型建立的SST模型，考慮了渦粘性方程的輸送效應(yīng)，大大提高了對(duì)氣流分離的預(yù)測(cè)精度。這個(gè)模型對(duì)于分離流良好的模擬性能經(jīng)過(guò)了大量的驗(yàn)證[8]。因此，本文在翼型跨音速流場(chǎng)模擬計(jì)算中選用SST湍流模型。

1.3數(shù)值方法準(zhǔn)確性和網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證

對(duì)安裝微型擾流片的NACA0012翼型的跨音速流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算仿真之前，需要對(duì)流場(chǎng)模擬數(shù)值方法的準(zhǔn)確性進(jìn)行驗(yàn)證，這是進(jìn)行跨音速抖振始發(fā)特性分析的基礎(chǔ)。盡管到現(xiàn)在為止還沒(méi)有相應(yīng)的安裝微型擾流片NACA0012翼型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，但NACA0012翼型的跨音速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較豐富[9]。因此，本文基于NACA0012翼型，對(duì)于數(shù)值算法的準(zhǔn)確性和網(wǎng)格的有效性進(jìn)行驗(yàn)證。對(duì)于安裝有微型擾流片的NACA0012翼型的流場(chǎng)網(wǎng)格，在原有流場(chǎng)的網(wǎng)格基礎(chǔ)上對(duì)微型擾流片周?chē)木W(wǎng)格進(jìn)行了局部加密。如圖1(b)所示。

圖1　NACA0012翼型后緣附近 上表面安裝微型擾流片的網(wǎng)格 Fig. 1 Two dimensional mesh of NACA0012 airfoil withmicrotab installing on the upper surface in the vicinity of the trailing edge

流場(chǎng)域采用二維多塊網(wǎng)格進(jìn)行劃分，流場(chǎng)的邊界位于距翼型50倍弦長(zhǎng)處。網(wǎng)格的節(jié)點(diǎn)數(shù)分別為5.7萬(wàn)、18.87萬(wàn)和23.87萬(wàn)。在給定的流場(chǎng)狀態(tài)下(Ma=0.775，α=2.05°，Re=10×106)，得到翼型上的壓力分布如圖2所示，從圖中可以看出，除了激波位置和激波后的壓力恢復(fù)段的壓力分布稍微有些差異以外，三套網(wǎng)格的壓力分布與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[9]吻合較好，說(shuō)明本文所采用的數(shù)值方法的準(zhǔn)確性是可以信賴(lài)的。同時(shí)看到，18.87萬(wàn)節(jié)點(diǎn)數(shù)的網(wǎng)格較5.7萬(wàn)節(jié)點(diǎn)數(shù)網(wǎng)格在激波后的壓力恢復(fù)段更加接近于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，而18.87萬(wàn)節(jié)點(diǎn)數(shù)和23.87萬(wàn)節(jié)點(diǎn)數(shù)網(wǎng)格計(jì)算得到的壓力分布基本一致。因此，本文對(duì)安裝微型擾流片的NACA0012翼型的跨音速流場(chǎng)模擬時(shí)，采用的網(wǎng)格是在18.87萬(wàn)的網(wǎng)格的基礎(chǔ)上對(duì)微型擾流片附近的網(wǎng)格進(jìn)行局部加密得到的，如圖1中所示。

圖 2　不同網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)的壓力分布與 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果 [9]的對(duì)比 (M=0.775, α=2.05°, Re=10×10 6) Fig.2 Airfoil surface pressure computed with grids A-C compared with the experimental results [9]

2結(jié)果及分析

2.1微型繞流片不同安裝方案對(duì)于流場(chǎng)和抖振始發(fā)的影響

首先對(duì)微型擾流片在NACA0012翼型上的三種不同安裝方案下的流場(chǎng)與抖振始發(fā)特性進(jìn)行了研究，這三種方案分別在翼型NACA0012后緣附近(弦向位置，x/c=0.97)的上表面(簡(jiǎn)稱(chēng)擾流片上置方案)、下表面(簡(jiǎn)稱(chēng)擾流片下置方案)和上下表面同時(shí)安裝微型擾流片(簡(jiǎn)稱(chēng)擾流片上下同置方案)，微型擾流片的形狀為矩形，其高度為翼型弦長(zhǎng)的0.5%，寬度為弦長(zhǎng)的0.2%。本文中所有涉及的擾流片均垂直于翼型的表面安裝。未安裝微型擾流片的NACA0012翼型在本文中稱(chēng)為原始翼型。

表1 給出了不同微型擾流片安裝方案的抖振始發(fā)攻角αB和抖振始發(fā)時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)CL、激波的弦向位置和激波的強(qiáng)度(采用激波前的最大馬赫數(shù)進(jìn)行衡量)。擾流片上置方案能夠提高翼型的抖振始發(fā)攻角，而擾流片下置方案能夠提高翼型抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)，但是抖振始發(fā)攻角較原始翼型的有所降低。擾流片上下同置方案在保持抖振始發(fā)攻角基本不變的情況下，較大幅度的提高了抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)。以上結(jié)果同樣可以通過(guò)分析圖3(a)中不同安裝方案翼型的升力系數(shù)曲線得到。

表1　不同微型擾流片安裝方案抖振始發(fā)時(shí)的氣動(dòng)參數(shù)

抖振的始發(fā)是氣流分離規(guī)模達(dá)到一定程度時(shí)發(fā)生的，在同一馬赫數(shù)下，激波后邊界層內(nèi)的氣流分離趨勢(shì)主要受激波強(qiáng)度、激波后的逆壓梯度兩種因素的共同影響：激波的強(qiáng)度越強(qiáng)，激波后邊界層內(nèi)的氣流分離趨勢(shì)越強(qiáng)，同時(shí)激波后的逆壓梯度越大，氣流分離的趨勢(shì)也越強(qiáng)。由于NACA0012是對(duì)稱(chēng)的傳統(tǒng)翼型，激波的位置影響了激波后的逆壓梯度，擾流片上置方案的激波位置較原始翼型相對(duì)靠近前緣(參見(jiàn)圖3(b))，相同攻角下的激波后逆壓梯度較小。同時(shí)，后緣附近上置擾流片減小了翼型激波后的逆壓梯度。因此，上置擾流片的翼型在抖振始發(fā)時(shí)的激波強(qiáng)度較大(在馬赫數(shù)固定的情況下，激波的強(qiáng)度隨著攻角的增大而增大)。下置擾流片翼型的情況正好與上置擾流片翼型的正好相反，其激波強(qiáng)度較原始翼型稍強(qiáng)的原因是因?yàn)橄轮脭_流片能夠?qū)⒍墩袷及l(fā)時(shí)激波的位置較原始翼型向后緣方向推移(激波的位置越靠近后緣，激波強(qiáng)度越大)。而擾流片上下同置的翼型的抖振始發(fā)點(diǎn)的變化是上下擾流片聯(lián)合作用的結(jié)果。

圖3　不同微型擾流片安裝方案的氣動(dòng)參數(shù) Fig.3 Comparison of aerodynamic parameters for differentmicrotab installing schemes

微型擾流片對(duì)于翼型后緣附近的流場(chǎng)影響較大。通過(guò)對(duì)比擾流片三種安裝方案抖振始發(fā)時(shí)的表面壓力系數(shù)分布(圖3(b))可知擾流片下置方案和擾流片上下同置方案使翼型后半部分上下翼面的壓差增大，增加了翼型后半部分的升力，而擾流片上置方案有降低翼型后半部分升力的趨勢(shì)。

2.2微型繞流片的弦向安裝位置對(duì)于抖振始發(fā)和流場(chǎng)的影響

為了考察微型擾流片的弦向安裝位置對(duì)流場(chǎng)和抖振始發(fā)特性的影響，分別在翼型后緣附近上下表面的不同弦向位置安裝微型擾流片。微型擾流片的幾何形狀與尺寸與2.1節(jié)中的相同，弦向安裝位置分別為x/c=0.70、x/c=0.75、x/c=0.80、x/c=0.85、x/c=0.90、x/c=0.95和x/c=0.97，共計(jì)7個(gè)位置。從上節(jié)的分析可知，擾流片上置方案能夠提高抖振始發(fā)攻角，而擾流片下置方案能夠增加抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)。因此，在以下的分析中，對(duì)于擾流片上置方案流場(chǎng)結(jié)果的分析，主要基于抖振始發(fā)攻角這個(gè)參數(shù)來(lái)進(jìn)行；而對(duì)于擾流片下置方案，主要對(duì)抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)進(jìn)行考察。

2.2.1擾流片上置方案

應(yīng)用激波位置變化判據(jù)，通過(guò)對(duì)在上表面不同弦向位置安裝微型擾流片翼型的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析表明：7個(gè)不同弦向位置的抖振始發(fā)攻角基本一致，都為αB=2.5°。因此，上置擾流片弦向安裝位置對(duì)于抖振的始發(fā)攻角幾乎沒(méi)有影響。然而，隨著擾流片的安裝位置向后緣方向移動(dòng)，翼型的升阻極曲線向左側(cè)平移，小升力區(qū)域阻力逐漸減小(如圖4所示)。因此，在機(jī)翼內(nèi)安裝空間允許的情況下，擾流片的弦向安裝位置應(yīng)盡量靠近后緣。

圖4　上置擾流片在不同弦向位置翼型的升阻極曲線 Fig.4 Drag polar for airfoils installed with microtab on upper airfoil surface at different chord wise position

2.2.2擾流片下置方案

圖5(a)中給出了抖振始發(fā)時(shí)，下置擾流片在不同弦向位置翼型的升力系數(shù)。從圖中可以看出，隨著擾流片的安裝位置向后緣方向移動(dòng)，抖振始發(fā)點(diǎn)的升力系數(shù)不斷增大，而抖振始發(fā)攻角變化較小，特別是在x/c=0.80，x/c=0.85，x/c=0.90，x/c=0.95，x/c=0.97這5個(gè)位置處的抖振始發(fā)攻角都是α=1.3°(如圖5(b)所示)。所以，下置擾流片的安裝位置也應(yīng)盡量靠近后緣。

圖5　抖振始發(fā)時(shí)的氣動(dòng)參數(shù)隨著下 置擾流片弦向位置的變化趨勢(shì) Fig. 5 Variation ofaerodynamic coefficients at buffet onset with chord wise position changing for a lower surface installing microtab

2.3微型繞流片高度對(duì)于抖振始發(fā)和流場(chǎng)的影響

為了考察微型擾流片高度對(duì)于跨音速流場(chǎng)和抖振始發(fā)特性的影響，對(duì)安裝了不同高度的微型擾流片的NACA0012翼型的流場(chǎng)分別進(jìn)行了計(jì)算。微型擾流片高度的變化范圍為H/c=0.001~H/c=0.01，高度變化的步長(zhǎng)為H=0.001 c，寬度保持不變?yōu)橄议L(zhǎng)的0.2%，形狀仍然為矩形，弦向安裝位置為x/c=0.97。

2.3.1擾流片上置方案

二維翼型的抖振始發(fā)攻角隨著上置擾流片高度的增加不斷增大(如圖6所示)，在H/c=0.001~H/c=0.004 高度范圍內(nèi)，隨著擾流片高度的增加，抖振始發(fā)攻角呈線性增大，但當(dāng)擾流片高度的進(jìn)一步增大時(shí)(在H/c=0.005~H/c=0.01高度范圍內(nèi))，抖振攻角的增大呈現(xiàn)出明顯的非線性。

圖6　抖振始發(fā)攻角隨著上置擾流片高度變化趨勢(shì) Fig.6 Variation of buffet onset angle of attack with height increasing for upper surface installing microtabs

2.3.2擾流片下置方案

從圖7可知，隨著下置擾流片高度的增加，抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)不斷增大。通過(guò)對(duì)安裝不同高度擾流片翼型的表面壓力分布分析可知(參見(jiàn)圖8)，抖振始發(fā)點(diǎn)的升力系數(shù)的增加主要?dú)w功于激波位置向后緣方向的推移和翼型后半部分上下翼面壓差的不斷增大。

圖7　不同下置擾流片高度下抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù) Fig.7 Lift coefficients at buffet onset for different height of lower surface installing microtab

圖8　不同下置擾流片高度下抖振始發(fā)時(shí)翼型壓力分布 Fig.8 Pressure coefficient variation along airfoil surface at buffet onset for different height of lower surface installing microtab

3結(jié)論

通過(guò)在翼型的后緣附近加裝微型擾流片，對(duì)NACA0012原始翼型周?chē)目缫羲倭鲌?chǎng)進(jìn)行干預(yù)，研究了微型擾流片對(duì)機(jī)翼流場(chǎng)特性及抖振始發(fā)的影響。通過(guò)對(duì)微型擾流片三種不同的安裝方案(擾流片上置、擾流片下置、擾流片上下同置)、微型擾流片不同弦向安裝位置和不同高度的計(jì)算流場(chǎng)結(jié)果分析，并與NACA0012原始翼型的結(jié)果對(duì)比表明：在翼型的后緣附近的上翼面安裝微型擾流片，將會(huì)減小翼型激波后的逆壓梯度(激波位置相對(duì)靠近前緣和微型擾流片對(duì)后緣附近流場(chǎng)影響的聯(lián)合作用)，提高了抖振始發(fā)時(shí)的激波強(qiáng)度，推遲了抖振始發(fā)攻角，并且隨著上置擾流片高度的增加，這種趨勢(shì)不斷增強(qiáng)。與主動(dòng)控制技術(shù)相結(jié)合，該方案可以作為一種使飛機(jī)無(wú)意進(jìn)入抖振之后安全改出的一種抖振始發(fā)點(diǎn)控制技術(shù)。在翼型后緣附近的下表面安裝微型擾流片，使得激波位置向后緣方向推移，同時(shí)增大了翼型后半部分上下表面的壓差，提高了抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)，并且抖振始發(fā)時(shí)的升力系數(shù)隨著下置擾流片的弦向安裝位置與后緣之間距離的減小和高度的增加而增大，因此，該方案能夠發(fā)展成為一種提高大翼載飛機(jī)跨音速抖振邊界的流動(dòng)控制技術(shù)。

參考文獻(xiàn)

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