跨声速机翼阻力分解的一种改进方法
提出黏性区域探测器的一种改进形式,并用于捕捉激波和翼梢涡的熵增阻力;给出尾迹平面的可压缩涡动力学诱导阻力表达式,并与基于热力学的诱导阻力对比.在跨声速来流状态下,对ONERA M6和某民用飞机巡航状态下的机翼阻力进行分解,同时分析该民用飞机机翼安装翼梢小翼前、后的远场阻力构成.结果 表明:新的区域探测器合理可靠,黏性阻力与伪熵阻力的计算结果更加准确;2种诱导阻力计算方式的计算结果一致,但基于涡动力学的诱导阻力计算方法受积分平面位置的影响更小;安装翼梢小翼基本不影响整个流场的黏性阻力,减阻的主要效果体现为诱导阻力的减小.
跨声速机翼、翼梢小翼、尾迹积分、诱导阻力、熵增阻力
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V211.41;TP211.3(基础理论及试验)
2019-10-12（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）
共8页
18-24,65
