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襟翼高度为0．04c的NACA4412翼型尾缘附近的流场分布
图片来源：
戴丽萍,陈柳明,康顺.
格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究 ,
汽轮机技术, 2012 (04).
>>查看本文图片摘要
图片关键词：
襟翼
翼型
尾缘
流场分布
所属学科：
新能源
图片上下文：
区的存在影响了翼型的下表面区域，导致下表面压力升高，并且该角涡对尾缘附近10%弦长区域影响更为显著。由于分别抬高和降低了下、上表面的压力，因此翼型的升力也有了显著提升。随着攻角的增大，角涡的位置没有明显变化，一对卡门涡街的位置逐渐沿吸力面前移，此时卡门涡街所代表的低压区与襟翼的联
....
系不如小攻角时来得强烈，因此对翼型表面压力的改变主要集中在翼型后半场，对翼型前部的压力改变较小，如图8(b)所示，因此大攻角时襟翼的增升作用较小攻角时有所减弱。图6无格尼襟翼的NACA4412翼型尾缘附近的流场分布图7襟翼高度为0．04c的NACA4412翼型尾缘附近的流场分布图8翼型表面压力分布带有不同高度的襟翼翼型在各个攻角下的分离位置如图9所示。由图可见，中等攻角时(大约10°攻角)由于襟翼后低压区的吸力作用会使分离位置后移;而大攻角下吸力面分离位置反而略有提前，并且襟翼越高位置提前越多。以15°攻角为例，1%和4%高度的襟翼分别使得分离提前了约6%和20%弦长位置，这与文献［5］中的结论是相反的。分离点位置提前的原因可以通过图10分离前某个位置的速度型线的分布得到解释。在存在襟翼的流场中，靠近翼型表面的流体速度较低，远离翼型表面的速度较高。当所处压力梯度基本相同时(可从图6看出)，边界层内流体速度越低越容易发生分离。虽然分离流动不利于升力的增加，但显然角涡和襟翼后的涡街对抬升和降低翼型表面压力的作用更明显，因此总的来讲升力仍然有所提高。3结论(1)通过与实验数值的比较可知:在风力机翼型的数值模拟中，速度进口同压力出口的边界条件设定及一方程的SA湍流模型具有较高的计算精度。(下转第252页)第4期戴丽萍等:格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究243
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