Experimental and Numerical Investigation on Delta-Wing Post-stall Flow Control
Experimental and Numerical Investigation on Delta-Wing Post-stall Flow Control
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三角翼失速后流动控制的实验和数值研究
DOI：
10.1007/978-3-319-64519-3_15
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发表时间：
2018
期刊：
影响因子：
--
通讯作者：
Breitsamter
中科院分区：
文献类型：
--
作者：
Buzica;Breitsamter
三角翼周围的流动主要由前缘涡系控制，它引起机翼上方近壁速度的增加，从而产生高吸力峰。这些是负责在大迎角飞机机动所需的升力。在超过失速的飞行状态中，从前缘分离的流动遇到非常陡的逆压梯度，因此不会卷起成涡状结构。相反，在整个机翼上封闭了一个巨大的死水区。在前缘处的非定常喷流吹气产生附加动量，导致机翼表面处的气流再附着，从而显著增加升力。所研究的流动控制方法可用于扩展飞行包线，提高机动能力和飞行稳定性。在大迎角（α = 45°）下，对一般半翼模型进行了实验研究。调查包括风洞试验，使用力测量和立体粒子图像测速，并补充规模解决数值模拟，详细分析的非定常现象。
The flow around delta wings is dominated by a leading-edge vortex system, which induces increased near wall velocities above the wing hence producing high suction peaks. These are responsible for the lift needed at high angle of attack aircraft maneuvering. In the flight regime beyond stall the flow separating from the leading-edge encounters a very steep adverse pressure gradient and consequently doesn’t roll up into a vortex-like structure. Rather, encloses a massive dead-water region over the entire wing. With unsteady jet blowing at the leading edge additional momentum is created leading to a reattachment of the flow at the wing surface thus increasing the lift significantly. The investigated flow control method can be applied for extending the flight envelope, enhancing maneuvering capability and flight stability. This flow manipulation technique is investigated on a generic half wing model at a very high angle of attack (α = 45°). The investigations comprise wind tunnel testing, using force measurements and stereoscopic particle image velocimetry, and complementary scale resolving numerical simulations, for a detailed analysis of the unsteady phenomena.
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