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摘要
采用风洞实验和数值模拟相结合的方法，研究风洞端壁对翼型气动特性的影响。实验在IET低速回流风洞中实施，采用表面测压法。试验对象为三个不同尾缘厚度的翼型，分别为DU91-W2-250,DU91-W2-250＿6和DU91-W2-250＿10。实验雷诺数为2.62×10～5，数值模拟采用RANS方法。结果表明：DU91-W2-250翼型在流动发生失速之前，随攻角增加，风洞端壁与翼型连接处产生的角区分离涡不断增大。流动进入失速区后，翼型自身产生的三维失速胞与风洞端壁诱导的角区分离涡共同作用，随着三维失速胞的增大，角区分离涡变小；随尾缘厚度增大，风洞端壁对翼型绕流影响减小；风洞端壁诱导产生的角区分离涡对翼型绕流产生下洗作用，使得有效攻角和升力系数减小、阻力系数增加。同时风洞端壁延迟了翼型段中间截面的流动分离。
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