堑尾翼型的表面结构设计及其气动性能的仿真探究

简介

为解决传统翼型产生的边界层分离问题,提升机翼气动性能,本文基于NACA4412翼型提出了一种新翼型——堑尾翼,并在大量的仿真实验基础上证实,堑尾翼型具有比原翼型更优越的气动性能。本研究对不同形状、不同风速、不同攻角情形下堑尾翼型的升阻比增益倍数进行了系统讨论。研究数据表明,堑深为零、堑长约为翼型弦长1/3的堑尾翼型具有较优的气动性能,在中低速流场中堑尾翼最高可以得到1.6倍的升阻比增益倍数。因此,本研究可为中低速飞行器的翼型设计提供新的思路,在增大载荷的同时提高能源的利用率。