论文摘要：大型飞机增升装置涡流发生器流动控制数值研究

当今几乎所有大型飞机都采用了多段增升装置。本文以大型飞机增升装置辅助气动技术研究为背景，运用计算流体动力学（CFD）手段，数值模拟在襟翼上安装涡流发生器，利用其尾迹涡来促进下游流场边界层的动量交换，从而改善飞机部件局部流动特性，提高增升装置性能，提高大型飞机的竞争力。首先以平板为基础模型，用矩形平面代替有限厚度的涡流发生器物理模型，通过数值计算，获得涡流发生器下游的流场变化。与国外学者的实验数据对比，虽然低估了尾迹涡的峰值涡量，但是对涡的运动轨迹以及下游流场变化的模拟与实验值吻合良好，验证了数值计算的可靠性。为了研究涡流发生器对逆压梯度下的流动分离的抑制作用，以后向斜坡为基础模型，模拟了涡流发生器诱导的流场，获得了流动发展过程并解释了螺旋型分离形成的原因。通过研究几何参数变化对控制效果的影响，为涡流发生器设计提供建议：微型涡流发生器适于分离点稳定的情况，可以设计较大的安装角，而普通涡流发生器可以控制分离点不稳定的流动，其设计安装角不宜过大，否则会降低尾迹涡的强度。参考国外的实验成果，初步设计了普通涡流发生器，并应用于三段翼型，在中小迎角下推迟了流动分离的发生，改善了后缘襟翼的升力。在襟翼环量的作用下，也使主翼升力得到提高。涡流发生器诱导的螺旋型分离，降低了流动控制效果。通过优化展向间距，进一步提高了多段翼型的升力系数。使用新的网格划分方式，基于C919翼身组合体着陆构型，数值模拟了外襟翼中段安装涡流发生器后的流场，结果表明同当前设计的同向旋转和反向旋转的涡流发生器都能小幅度提高C919的升力系数和升阻比。要进一步抑制流动分离，需要修改涡流发生器参数，增加叶片数量，减小间距，扩大布置面积。

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