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1、平面形状对小展弦比机翼升力特性的影晌X - j L 一一、日U 舌左林玄王晋军( 北京航空航天大学流体所，北京10 0 0 8 3 )“微弛飞行器( M A V ) ”是2 0 世纪9 0 年代出现的一种新的飞行器概念，它起源于1 9 9 5 年美国国防高级研究计划局( D A R P A ) 的一个研究计划，主要用于执行近距侦察、遥感、探测火灾等高度危险的工作。由于它的应用前景非常广阔，所以从一开始就受到人们的广泛关注。为此，需要深入研究在小展弦比( 尔2 ) 、低雷诺数条件下的高升阻比、高稳定性的气动布局。本文主要在低速风洞中研究机翼梢根比对机翼升力特性的影响，以期深入了解低雷诺数、小展弦
2、比机翼的气动特性。二、实验模型测力实验在北京航空航天大学D l 低速风洞中进行。模型材料是硬铝A L ，型号为L Y l 2 C Z ，厚度为& ：3 m m 。模型的平面形状如图l 所示，梢根比孙后掠角刀和模型侧边长J 的数值如表l 所示。- 一：图1 实验模型尺寸( 单位m m )表l 模犁参数农玎1 0 00 9 8 00 9 5 50 9 l O0 8 5 50 7 9 0A 。051 02 03 04 0x m m2 0 01 9 61 9 l1 8 21 7 l1 5 8玎0 7 5 00 7 0 口O 5 6 5o 3 1 50A | 4 55 06 07 07 6_ _1 5
3、01 4 01 1 36 3O基金项目：国家杰出青年科学基金( 1 0 4 2 5 2 0 7 )一3 2 三、实验结果图2 所示为梢根比7 7 = O l 、前缘背风面4 5 ：倒角机翼的升力系数曲线。可以看出，不同梢根比的机翼失速攻角主要集中在璐t a a = 4 0可见梢根比对t a l l 几乎没有影响。梢根比对机翼最大升力系数Q 。甜的影响如图3 所示，在7 7 0 6 时，随着T 1 的增大，机翼的Q 。一直增大，在梢根比为刁= O 5 6 5 时达到最大值( C L ，矿1 3 5 ) ，然后G 。随7 7 的增大而降低。当1 1 2 0 9 1 时，Q 。曲线有所跳动，但是总体
4、趋势是下降的。由此可见，梢根 比对t a l l 几乎没有影响，但对。的影响却较大，并且在中等梢根比的条件下，机翼具有较高的最大升力系数。从图2 中还可以看出，在7 7 0 7 0 9 5 5 的范围内，升力系数在失速后产生了陡然跃升现象，集中在a = 4 5 , 2 t - , 4 8 t 询范围之内。陡然跃r 丁I 的攻角范形成一个平台，平台的最 大宽度达到4 C ( 刁= 0 7 5 ) 。图4 所示为陡然跃升的最大升力系数相对予机翼的增量。可见随着梢根比的增火，陡然跃升的最大升力系数一直存增加，在梢根比7 7 = O 7 9为时达到最大，约为2 0 8 。随后陡然跃升的最大升力系数则呈一直减小的趋势。当机翼的梢根比在7 7 ；0 7 O 9 5 5 范P 嘲内时，机翼的升力系数在前缘迎风面倒角和背风面倒角情况下均产生了滞回现象，滞墨I 的最大范围为3 B 图5 给出了7 7 = 0 8 5 5 时，机翼前缘迎风面倒角和背风面倒角情况下升力系数的静态滞回曲线。( a ) 俨0 8 5 5 1 0( b ) 玎= 0 o 7 9图2 不同梢根比机翼的升力系数曲线图3 最大升力系数随梢根比的变化图4 陡然跃升的最大升力系数( a ) 机翼前缘迎风面倒角( b ) 机翼前缘背风面倒角桐对最大升力系数的增量圈5 升力系数曲线的滞回现象
