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摘要
小型通用飞机通常需要采用相对简单的增升系统及自身良好的气动性能以满足起飞和着陆阶段的安全和效益的匹配要求,这些与大迎角空气动力学特性有关。而控制翼身结合部的流动分离,对改善小型飞机的大迎角性能具有重要的工程应用价值。通过数值模拟的方法,对某一典型通用飞机外形的着陆构型的气动性能及翼根处的流动机理研究得出,翼根处产生的马蹄涡及边角涡以及根部前缘吸力峰增高是导致翼根气流分离的主要原因,由此可通过前缘整流、展向整流和中后段三方面进行相关的整流方案设计。
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小型通用飞机通常需要采用相对简单的增升系统及自身良好的气动性能以满足起飞和着陆阶段的安全和效益的匹配要求,这些与大迎角空气动力学特性有关。而控制翼身结合部的流动分离,对改善小型飞机的大迎角性能具有重要的工程应用价值。通过数值模拟的方法,对某一典型通用飞机外形的着陆构型的气动性能及翼根处的流动机理研究得出,翼根处产生的马蹄涡及边角涡以及根部前缘吸力峰增高是导致翼根气流分离的主要原因,由此可通过前缘整流、展向整流和中后段三方面进行相关的整流方案设计。
