● 摘要
三角翼是广泛用于飞行器设计中的重要部件，控制和延迟其上的前缘涡破裂是空气动力学领域研究的热点问题之一。后缘喷流是控制和延迟涡破裂的重要方法之一。本文就采用数值模拟的方法研究后缘喷流对三角翼上前缘涡的影响。本文采用有限体积法数值求解了三维可压N-S方程。其中空间离散方法采用Roe的FDS格式，时间推进方法采用LU-SGS格式。本文研究了低速和亚音速来流条件下后缘喷流对60º后掠角三角翼上前缘涡的影响。结果表明对称喷流条件下，喷流与来流的速度比影响前缘涡破裂位置，可导致涡破裂位置的提前或推后。这与传统水洞实验的结论有所不同，本文对该结论从流动机理和拓扑分析角度进行了解释。另外，对称喷流不影响涡轴位置及横截面流动拓扑变化规律。差动喷流时，喷流速度大的一侧对涡破裂起主要影响，对另一侧的前缘涡产生干扰作用。横向矢量喷流时，喷流角度对涡破裂位置有显著影响，当喷流方向与涡轴方向一致时，涡破裂延迟得最多。纵向矢量喷流对涡破裂位置影响甚微。此外，本文还分析了流动参数对对称喷流作用的影响，结果表明来流马赫数和迎角对喷流作用有一定影响。本文除了上述结论中得到了与传统观点不同的新见解，内容中也包括了一些新的研究方向，例如将各喷流形式影响涡破裂位置的效果进行了比较，这在相关文献中尚很少见，结果为不同要求下后缘喷流形式的选择提供了参考；本文还首次研究了流动参数对喷流作用的影响。另外，本文注重对流动机理的探讨和现象背后物理原因的分析。本文的工作丰富了相关的研究并为高性能飞行器的设计提供了重要参考。