锥形后掠翼的层流失速后尾迹

尽管锥形后掠翼被广泛使用，锥度对其失速后尾迹特性的影响仍大多未被探索。为解决此问题，我们采用直接数值模拟开展广泛研究，以刻画机翼锥度与后掠对层流分离尾迹的影响。我们分析了 NACA 0015 翼型剖面机翼在失速后攻角 $\alpha=14^\circ$--$22^\circ$、锥度比 $\lambda=0.27$--$1$、前缘后掠角 $0^\circ$--$50^\circ$、基于半展弦比 $sAR =1$ 和 $2$、平均弦长雷诺数为 $600$ 条件下的流动。锥形翼尖弦长较小，产生较弱的翼尖涡并削弱内侧下洗。这导致高攻角下机翼大部分展向范围出现非定常性。对于前缘后掠的锥形翼，非定常性在翼尖附近出现；另一方面，前缘后掠而 trailing edge 前掠的机翼其尾迹脱落结构集中于翼根附近。对于高后掠无锥度机翼，尾迹是定常的，而高前缘后掠角锥形翼的翼尖附近出现非定常脱落涡。对于此类机翼，随着锥度比减小，翼根附近出现更大的尾迹振荡。尽管锥度与后掠的组合增加了流动非定常性，我们发现锥形后掠翼比无锥度无后掠翼具有更优的气动性能，表现出更高的时均升力与升阻比。本研究揭示了无湍流效应下锥形翼流动分离的基本特性。