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机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究

张泽宇 李栋 周金鑫 梁勇 耿子海

张泽宇,李栋,周金鑫,等. 机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究[J]. 实验流体力学,2022,36(X):1-8 doi: 10.11729/syltlx20210116
引用本文: 张泽宇,李栋,周金鑫,等. 机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究[J]. 实验流体力学,2022,36(X):1-8 doi: 10.11729/syltlx20210116
ZHANG Z Y,LI D,ZHOU J X,et al. Study on interaction between wing tip vortex and flat tail tip vortex[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2022,36(X):1-8. doi: 10.11729/syltlx20210116
Citation: ZHANG Z Y,LI D,ZHOU J X,et al. Study on interaction between wing tip vortex and flat tail tip vortex[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2022,36(X):1-8. doi: 10.11729/syltlx20210116

机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究

doi: 10.11729/syltlx20210116
基金项目: 民航联合研究基金(U173320010)
详细信息
    作者简介:

    张泽宇:(1991—),男,陕西西安人,博士研究生。研究方向:空气动力学,计算流体力学,高超声速动力学。通信地址:陕西省西安市碑林区友谊西路127号西北工业大学大学友谊校区航空学院翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室(710072)。E-mail:zzypeter@mail.nwpu.edu.cn

    通讯作者:

    E-mail:zzypeter@mail.nwpu.edu.cn

  • 中图分类号: V211.3

Study on interaction between wing tip vortex and flat tail tip vortex

  • 摘要: 飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡的近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。本文以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m × 1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态的流动显示实验。研究结果表明:平尾涡围绕翼尖涡旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。通过分析对比模拟结果发现:平尾涡绕翼尖涡的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下涡对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定的相似性。
  • 图  1  1 m × 1 m水洞

    Figure  1.  1 m × 1 m tunnel

    图  2  1 m × 1 m水洞水动力学轮廓图

    Figure  2.  Profile of 1 m × 1 m tunnel

    图  3  实验与测量设备

    Figure  3.  Experimental and measuring equipment

    图  4  实验模型

    Figure  4.  Experimental model

    图  5  模型安装于水洞中

    Figure  5.  Installation of the model in the tunnel

    图  6  翼尖涡与平尾涡位置关系分析

    Figure  6.  The positional relationship between wingtip vortex and horizontal tail vortex

    图  7  不同流向位置的翼尖涡与平尾涡的位置关系

    Figure  7.  The positional relationship between the wingtip vortex and horizontal tail vortex in different profiles along flow direction

    图  8  翼尖涡与平尾涡角度关系

    Figure  8.  The angle between wingtip vortex and horizontal tail vortex

    图  9  翼尖涡与平尾涡随流向的角速度变化趋势

    Figure  9.  The angular velocity of wingtip vortex and horizontal tail vortex along flow direction

    图  10  飞机模型

    Figure  10.  Airplane model

    图  11  OH网格对称面示意图

    Figure  11.  The grids of symmetry plane

    图  12  X=0.72b截面处的飞机尾涡云图

    Figure  12.  Vorticity profiles of vortex at x=0.72b

    图  13  X=7.46b截面处的飞机尾涡云图

    Figure  13.  Vorticity profiles of vortex at x=7.46b

    图  14  飞行高度5 m与60 m状态下距翼尖不同位置处的涡量图

    Figure  14.  Vorticity profiles of different positions along flow direction for flying height 5 m and height 60 m

    图  15  实验结果与数值模拟结果对比

    Figure  15.  The comparison between the experimental results and the numerical simulation results

    表  1  模型主要参数

    Table  1.   Parameters of the model

    参数数值
    翼展b/m0.5
    展弦比8
    升力系数(α=6°)0.85
    实验来流速度u/(m·s−10.5
    雷诺数3.63×104
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    表  2  3种网格的升阻力系数

    Table  2.   The lift and drag coefficient of three grids

    8M20M32M
    CL0.87980.87990.8801
    CD0.05340.05290.0531
    ΔCL −0.03% −0.02%
    ΔCD0.56%−0.38%
    下载: 导出CSV
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出版历程
  • 收稿日期:  2021-09-03
  • 修回日期:  2022-01-22
  • 录用日期:  2022-02-17
  • 网络出版日期:  2022-08-29

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    2021年8月13日