题目：大型飞机后缘可变弯度超临界机翼跨声速气动特性研究

现代大型飞机一般在高亚音速巡航，此时机翼一般处于复杂的跨声速流动中。在跨声速流动中，机翼上翼面激波－湍流边界层干扰和流动分离会引发流动不稳定现象—抖振的发生，从而严重影响飞行器的飞行状态，甚至威胁飞行器的安全。抖振现象极易在来流马赫数或迎角因为突风或其他因素突然出现时发生。在飞机的整个飞行过程中，燃油大部分是消耗在巡航阶段，所以巡航阶段飞机的气动效率对提高飞机的经济性和降低航空公司运营成本至关重要。而一般而言，巡航效率与升阻比呈正相关。在飞机巡航过程中，随着燃油不断消耗，飞机的重量不断降低，所需的升力系数也不断降低。在来流速度一定时，典型的超临界翼型与机翼的升阻比在某一升力系数下达到最高，一旦升力系数偏离最佳值，升阻比随之下降，从而对飞机的巡航效率带来不良的影响。

此研究的目的就是通过后缘襟翼的向上偏转来减小或消除气动力的不稳定现象（气流的不稳定分离、激波位置的运动），同时提高巡航段气动效率。与其他抖振控制方法相比，此方法利用的是机翼现有的组件，从而避免了额外的重量与复杂性。基于RAE2822超临界翼型CFD计算结果表明后缘襟翼向上偏转后翼型后缘处流动受到压缩，压力增大，故激波向流动上游移动；同时由于翼型弯度减小导致翼型环量减小，从而翼型前驻点向上翼面移动导致前缘吸力峰降低，因而前缘加速效果减弱，综合上述两重效果，最终使得激波强度明显降低，因而激波波脚处的流动分离也被减弱，甚至完全消失，故推迟了抖振的发生。与此同时针对DPW III大会上发布的超临界机翼Wing 1进行的三维数值计算结果表明，和原始机翼相比，襟翼向上偏转后机翼上表面的气流分离被抑制，推迟了抖振的产生。在大部分研究的来流情况下，机翼的抖振起始迎角提高了0.5°，而起始升力系数最高可提高约1.7%。通过后缘襟翼偏转可以实现实时改变翼型弯度，可以使得变弯度翼型与机翼升阻比在不同升力系数情形下均高于基本机翼，在三维巡航状态下，以Wing 1超临界机翼为例，在巡航点附近升阻比最高可以提高约28.5%。