可壓縮圓凸角流之研究

摘要

对一般飞行器而言,如何在飞行包络面中增加其空气动力特性(如高升阻比、降阻等),一直是多年来空气动力学研究的重点.以民航机而言,在设计之初,机翼的设计都是以巡航时的飞行条件作为考虑.但在起飞及降落时,可改变襟翼等控制面之角度,进而增加机翼弧线,使得飞行器在较低飞行速度下得到所需之升力.然而,控制面角度的改变可能会因震波之产生而导致边界层之分离.此一现象除了可能使阻力增加,亦会造成扰动压力负载(fluctuating pressure load),进而影响其飞行安全.本研究以实验方法,利用凸角流为基本模型,探讨deflected flap流场之特性.本实验主要在探讨圆凸角(15度)对于流场的影响,圆半径为300 mm.由实验结果显示,在不同自由流马赫数下,当流场由次音速扩张流转换至跨音速扩张流时,此时流场的马赫小于原构型相对之马赫数;圆凸角面亦使表面压力扰动量大幅降低.