民機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)半模墊板高度對氣動(dòng)特性的影響

王繼明， 劉亦鵬

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院， 上海 201210

民機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)半模墊板高度對氣動(dòng)特性的影響

王繼明*， 劉亦鵬

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院， 上海 201210

半模作為提高大型商用飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)的一種模擬手段而被廣泛應(yīng)用。首先回顧了半模試驗(yàn)的模擬方式及其優(yōu)劣，進(jìn)而選取當(dāng)前發(fā)展趨勢的附面層墊板作為研究對象，采用數(shù)值模擬研究了墊板高度變化對氣動(dòng)特性影響的內(nèi)在機(jī)理。數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)吻合較好，數(shù)值計(jì)算采用速度分布入口可以較好模擬風(fēng)洞核心段邊界層厚度，計(jì)算值和試驗(yàn)值更加接近；墊板高度的增加使得升力系數(shù)增加、阻力系數(shù)減小及俯仰力矩系數(shù)增加；墊板在機(jī)翼上游區(qū)引起的上洗使得機(jī)翼沿展向各剖面當(dāng)?shù)赜窃黾?%、動(dòng)壓增加1%，從而使得機(jī)翼上翼面壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)。有別于以往認(rèn)為墊板的洗流只影響內(nèi)側(cè)機(jī)翼，結(jié)果表明墊板影響范圍擴(kuò)展至全翼展，當(dāng)?shù)赜堑脑黾邮侵饕绊懸蛩兀瑝|板對機(jī)翼展向各剖面影響量值不一致，對內(nèi)側(cè)機(jī)翼影響較大。所得結(jié)論可更好用于民機(jī)半模風(fēng)洞試驗(yàn)的開展，具有一定的工程實(shí)用性。

半模； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 墊板； 邊界層； 氣動(dòng)特性

長期以來風(fēng)洞試驗(yàn)被用作獲取大型商用飛機(jī)[1]氣動(dòng)數(shù)據(jù)及研究飛機(jī)氣動(dòng)特性的重要工具，而風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蜻_(dá)到的雷諾數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于飛行雷諾數(shù)。雷諾數(shù)是影響飛機(jī)氣動(dòng)特性尤其是失速及分離特性的重要參數(shù)。通常雷諾數(shù)的影響都有一個(gè)敏感范圍，即當(dāng)雷諾數(shù)在該范圍內(nèi)時(shí)氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)變化劇烈，當(dāng)雷諾數(shù)較高時(shí)氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)變化較為緩和。因此增加試驗(yàn)?zāi)M的雷諾數(shù)或盡可能地使試驗(yàn)?zāi)M的雷諾數(shù)超過敏感范圍能獲取更加可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，同時(shí)也降低了將試驗(yàn)雷諾數(shù)外推到飛行雷諾數(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)修正的風(fēng)險(xiǎn)。半模試驗(yàn)是一種較為經(jīng)濟(jì)的獲取較高雷諾數(shù)的手段，在相同尺寸的風(fēng)洞中半模試驗(yàn)的雷諾數(shù)較全模大一倍。對于目前中國4 m×3 m量級的風(fēng)洞，全模雷諾數(shù)一般為1.4×106，而對于目前大型商用飛機(jī)其雷諾數(shù)敏感范圍一般在6×106以下，在雷諾數(shù)為3×106時(shí)，氣動(dòng)特性變化尤為劇烈，可見半模試驗(yàn)可有效避開該敏感范圍。

半模試驗(yàn)可以在不增加模型加工及試驗(yàn)成本的基礎(chǔ)上增加雷諾數(shù)，可以模擬更加細(xì)節(jié)的部位，無支架干擾；缺點(diǎn)是半模的機(jī)身對稱面流動(dòng)和實(shí)際不符，半模機(jī)身及內(nèi)側(cè)機(jī)翼與風(fēng)洞洞壁的干擾較全模大，因此如何使半模對稱面、機(jī)身及內(nèi)側(cè)機(jī)翼的流動(dòng)更加接近實(shí)際情況是國內(nèi)外研究的核心內(nèi)容。

半模通常采用附面層墊板使得模型遠(yuǎn)離風(fēng)洞壁面來減小洞壁對模型的干擾，有研究[2]表明墊板厚度約在2δ*(δ*為空風(fēng)洞核心段附面層位移厚度)模擬效果較好，且升力系數(shù)隨著墊板厚度的增加而增加。NASA亦有研究表明[3]墊板厚度在模型半展長的3%模擬效果較好。從各墊板高度下機(jī)翼各剖面的壓力分布和全模對比來看，墊板高度的增加使得整個(gè)上翼面流速增加，從而對應(yīng)的壓力系數(shù)Cp減小，升力系數(shù)CL增加。

因此半模試驗(yàn)應(yīng)著重選擇合適的墊板高度，因?yàn)檩^高或較低的墊板高度會(huì)使得墊板影響較大或機(jī)身進(jìn)入附面層影響區(qū)從而帶來模擬的差異。同時(shí)盡可能模擬對稱面及內(nèi)側(cè)機(jī)翼的流動(dòng)，消除或減弱機(jī)頭前方馬蹄渦[4]對下游區(qū)的影響。

1 半模試驗(yàn)研究回顧

半模試驗(yàn)?zāi)M主要包括減弱邊界層對模型的影響，如反射板研究[5-6]、半模墊板高度研究[7-11]、半模墊板前緣外形研究[3，8]及減小模型對稱面處洞壁邊界層厚度如邊界層吹吸(主動(dòng)控制)研究[12]。國外對半模試驗(yàn)?zāi)M較系統(tǒng)的研究報(bào)導(dǎo)可追溯到20世紀(jì)90年代初，國內(nèi)報(bào)導(dǎo)[13-14]稍晚，研究內(nèi)容與方法和國外類似。Milholen等[2]的研究結(jié)果表明墊板厚度從δ*～15δ*的變化過程中，升力系數(shù)單調(diào)增加且在墊板厚度2δ*處與全模數(shù)據(jù)吻合較好。分析其原因?yàn)閴|板厚度增加使得整個(gè)上翼面流速增加，從而上翼面吸力增加，而墊板厚度小于2δ*時(shí)，上翼面流速降低，相應(yīng)吸力減小。Eliasson[15]認(rèn)為機(jī)翼展向交叉流是半模數(shù)據(jù)不模擬的一個(gè)重要因素。對稱面機(jī)身壓力分布[2-3]也是半模模擬的一項(xiàng)參考因素，墊板高度會(huì)使得機(jī)身對稱面上表面加速，吸力增加；對于沿流向剖面采用機(jī)身對稱面外形的墊板，其和洞壁邊界層相互干擾使得在墊板前緣上游處形成馬蹄渦[4]，對于全模則不會(huì)有，有研究[3,8]表明，對墊板機(jī)頭處向內(nèi)側(cè)倒圓角可以減弱或消除馬蹄渦的不利影響，從而使得半模和全模數(shù)據(jù)吻合較好。但也有學(xué)者[3]通過選擇合適的2D墊板高度可以獲得較好的模擬結(jié)果。前述減弱邊界層與機(jī)身干擾的方法是增加高度使得機(jī)身遠(yuǎn)離洞壁，另外一種方法[16]是在上游吹除下游吸附以減弱邊界的影響，結(jié)果表明升力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)都有不同程度的增加，尤其是俯仰力矩系數(shù)增加較為明顯。

鑒于附面層墊板模擬簡單有效，當(dāng)前大型商用飛機(jī)制造商波音和空客公司的主流機(jī)型都通過半模墊板方式獲取飛行雷諾數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。如波音系列Boeing737NG[17]、Boeing777[18]及Boeing787[19]等機(jī)型在美國低溫增壓風(fēng)洞NTF[20]通過附面層墊板的半模模擬方式獲取高雷諾數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)?？湛虯320等機(jī)型[21-22]在歐洲跨聲速低溫增壓風(fēng)洞ETW通過附面層墊板半模試驗(yàn)獲取飛行雷諾數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

縱觀以上各種方法，其目的都是減弱邊界層對模型的影響以獲取更為準(zhǔn)確的模擬。從發(fā)展趨勢來看，采用附面層墊板使得模型遠(yuǎn)離洞壁的方法因簡單有效而得到廣泛應(yīng)用。

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图帮L(fēng)洞

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橄聠我硪淼醭Ｒ?guī)布局民用飛機(jī)，機(jī)翼采用新一代超臨界翼型。試驗(yàn)中不帶垂尾及平尾，模型比例為1∶7，總長為5 546 mm，半翼展為2 557 mm，墊板研究高度為60、80、100、120、140 mm。模型在風(fēng)洞中安裝如圖1所示。墊板迷宮槽常用于減弱機(jī)身對稱面與墊板之間的串流，其尺寸如圖2所示。

承試風(fēng)洞橫截面尺寸為4.5 m×3.5 m，試驗(yàn)來流馬赫數(shù)Ma=0.2，常壓下以平均氣動(dòng)弦長為參考尺寸的雷諾數(shù)Re=2.9×106。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?Fig.1 Test model in wind tunnel

圖2 墊板迷宮槽間隙尺寸示意圖 Fig.2 Schematic diagram of peniche labyrinth slot dimensions

3 計(jì)算網(wǎng)格

選取合適的邊界層網(wǎng)格高度對于邊界層模擬至關(guān)重要。為研究合適的邊界層網(wǎng)格參數(shù)，選取了第1層網(wǎng)格高度Δy為0.2，0.1，0.05，0.02，0.01 mm 這5個(gè)算例。增長因子相同為1.4，邊界層Prism網(wǎng)格總高度相同，風(fēng)洞壁面采用20層Prism，模型固壁附近采用10層Prism(如圖3所示)，計(jì)算域中設(shè)置最大網(wǎng)格尺寸為80 mm。相應(yīng)網(wǎng)格數(shù)量為900萬、1 000萬、1 100萬、1 200萬及1 300萬。

圖4為第1層網(wǎng)格高度Δy對線性段升力系數(shù)的影響，Δy在0.05 mm以上，第1層網(wǎng)格高度對升力系數(shù)影響較大，0.2 mm(y+～40)高度較0.05 mm(y+～10)高度的升力系數(shù)大0.01。而從0.05 mm減小到0.01 mm(y+～2)，升力系數(shù)變化在0.002左右，接近試驗(yàn)的重復(fù)性，故認(rèn)為在該網(wǎng)格尺寸以下，網(wǎng)格的影響可忽略。且隨著第1層網(wǎng)格尺寸的減小，CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果更加接近。

因此網(wǎng)格第1層厚度最終采用0.05 mm，網(wǎng)格單元數(shù)為1 100萬。

圖3 固壁面邊界層網(wǎng)格 Fig.3 Boundary layer mesh of solid surface

圖4 網(wǎng)格第1層高度對升力系數(shù)的影響 Fig.4 Effect of first node height on lift coefficient

4 洞壁邊界層模擬

由于半模接近風(fēng)洞壁面，因此洞壁邊界層對模型流場的影響不可忽略。模擬風(fēng)洞核心段邊界層厚度須設(shè)置合理的入口邊界條件，以確保邊界層發(fā)展到核心段和實(shí)驗(yàn)值一致。湍流模型采用k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)，入口界面速度Vin考慮洞壁邊界層效應(yīng)(如圖5所示)，模擬入口及風(fēng)洞核心段的邊界層厚度，表達(dá)式為

(1)

式中：γ=1.4為空氣比熱比；空氣氣體常數(shù)Rg=287 J/(kg·K)；T為試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞來流溫度；hw為距離洞壁的高度；hin為空風(fēng)洞入口邊界層厚度。

通常給定入口邊界條件: 恒定速度入口V(圖6(a))及速度分布入口Vin(圖6(b))。明顯恒定速度分布入口條件邊界層厚度是從0開始發(fā)展的，而速度分布入口則先有邊界層厚度再發(fā)展至核心段。模擬風(fēng)洞核心段邊界層厚度有采用增加試驗(yàn)段長度的方法，但該方法勢必增加較多網(wǎng)格數(shù)量。

圖5 考慮邊界層效應(yīng)的入口速度設(shè)置 Fig.5 Inlet velocity setting considering boundary layer effects

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)核心段邊界層厚度模擬 Fig.6 Boundary layer thickness simulation of middle wind tunnel section

圖7為上述兩種入口邊界條件的風(fēng)洞核心段邊界層內(nèi)速度u分布對比，可見采用恒定速度入口條件其核心段邊界層厚度約為60 mm，與實(shí)驗(yàn)值140 mm有較大差距，而采用速度入口分布條件可以較好模擬風(fēng)洞核心段的邊界層厚度。

如圖8所示，從兩種入口邊界條件氣動(dòng)力系數(shù)差量來看，恒定速度入口較入口速度分布Vin條件升力系數(shù)大。兩種入口邊界條件升力系數(shù)的差量為0.009。入口速度分布Vin條件更加接近于試驗(yàn)值。

圖7 兩種入口邊界條件的風(fēng)洞試驗(yàn)核心段邊界層內(nèi)速度分布對比 Fig.7 Comparison of middle wind tunnel test section velocity distribution between two inlet boundary conditions

圖8 升力系數(shù)在兩種入口邊界條件與試驗(yàn)值對比 Fig.8 Comparison of lift coefficients of two inlet boundary conditions with test results

綜上，采用恒定速度入口邊界，其邊界層厚度從0開始發(fā)展，其風(fēng)洞核心段邊界層厚度計(jì)算值約為60 mm，較試驗(yàn)值小80 mm，得到的升力系數(shù)偏大。而采用速度分布入口Vin條件，相當(dāng)于給定入口邊界層厚度使得發(fā)展至風(fēng)洞核心段的邊界層厚度和試驗(yàn)值一致，速度分布入口條件較好地模擬了試驗(yàn)段的邊界層厚度，且氣動(dòng)力系數(shù)的計(jì)算值更加接近于試驗(yàn)值。本文將以速度分布作為入口條件分析墊板高度變化對大型商用民機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

5 半模墊板高度結(jié)果分析

民機(jī)的失速特性、升阻特性及力矩特性影響飛機(jī)的進(jìn)場特性、爬升特性、安定性及尾翼配平和載荷特性。研究半模獲取的數(shù)據(jù)和全模的差異及民機(jī)氣動(dòng)特性隨半模墊板高度的變化對于研究民機(jī)各項(xiàng)氣動(dòng)特性至關(guān)重要。圖9為墊板高度變化對升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD及俯仰力矩系數(shù)Cm影響的試驗(yàn)結(jié)果。墊板高度h從60 mm增加到140 mm，升力系數(shù)增加0.02，阻力系數(shù)減小0.004 3，俯仰力矩系數(shù)增加0.03。與全模相比，半模的升力線斜率大4%，且半模的升力系數(shù)較全模的大。

墊板高度越小，半模值越接近于試驗(yàn)值。但從趨勢來看，即使墊板高度減小到0，半模的結(jié)果和全模也不完全一致，但從流動(dòng)分離與發(fā)展來看，半模和全模吻合較好，在該雷諾數(shù)下外翼分離在前，內(nèi)翼分離在后。而由后續(xù)分析可知，當(dāng)模型越靠近壁面，受到壁面影響，內(nèi)翼分離會(huì)提前。故對于內(nèi)翼先分離并發(fā)展引起失速的飛機(jī)，墊板高度不能太小，否則失速特性模擬不準(zhǔn)，雖然墊板高度越低其線性段與全模越接近。

CFD模擬結(jié)果顯示，墊板高度從60 mm增加到100 mm，升力系數(shù)增加0.010，較風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果略大。墊板高度從60 mm增加到140 mm，升力系數(shù)增加0.020，該差量和試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，如表1所示。CFD模擬結(jié)果較好地反映了墊板高度對氣動(dòng)特性影響的趨勢，通過CFD流場分析可進(jìn)一步獲取墊板高度變化對流場影響的機(jī)理。

為分析墊板高度增加引起飛機(jī)氣動(dòng)特性變化的原因，圖10及圖11對比了墊板高度對機(jī)翼及機(jī)身壓力分布影響的數(shù)值模擬結(jié)果。從壓力分布來看，墊板高度的增加對整個(gè)翼展壓力分布都有影響，主要影響的是上翼面壓力分布，墊板越高上翼面吸力越大，這也是升力系數(shù)隨著墊板高度增加的主要原因。對影響區(qū)域進(jìn)行分析，展向內(nèi)側(cè)機(jī)翼壓力分布隨墊板高度變化更為顯著，弦向則30%c(c為弦長)之前變化更明顯。隨著墊板高度增加內(nèi)側(cè)機(jī)翼吸力增加，相應(yīng)增加了俯仰力矩。機(jī)翼壓力分布變化是全機(jī)升力系數(shù)變化的主要原因，而機(jī)身受邊界層干擾更為明顯。隨著墊板高度的增加，機(jī)身壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)且頭部壓力變化較中后部劇烈，因此使得阻力減小及俯仰力矩增加。

圖9 不同墊板高度氣動(dòng)系數(shù)和全模對比 Fig.9 Comparison of aerodynamic coefficients with different peniche heights and full model

表1 墊板高度對線性段升力系數(shù)的影響

Table1Effectsofpenicheheightsonlinearliftcoefficients

Penicheheight/mmCLdifferenceWindtunnelCFD60?1000．0070．01060?1400．0200．020

圖10 墊板高度對機(jī)翼壓力分布的影響 Fig.10 Effect of peniche heights on wing pressure distribution

圖11 墊板高度對機(jī)身壓力分布的影響 Fig.11 Effect of peniche heights on fuselage pressure distribution

分析近壁面處(距洞壁1 mm)及機(jī)身對稱面處的流場可以發(fā)現(xiàn)，在近壁面處存在馬蹄渦(如圖12 所示)，但該渦僅存在于墊板高度范圍內(nèi)。馬蹄渦是風(fēng)洞壁面邊界層與模型相互作用的產(chǎn)物，在全模試驗(yàn)中并非存在。隨著墊板高度的增加，馬蹄渦的影響呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢。馬蹄渦改變了墊板附近的流場，使得頭部上表面上洗增加，這種流場的變化也使得機(jī)身對稱面處的速度場發(fā)生變化(如圖13所示)，隨著墊板高度的增加，機(jī)身對稱面處流速增加，進(jìn)而影響機(jī)身及機(jī)翼的壓力分布。

墊板高度的增加使得上翼面壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)，升力隨之增加，而影響升力的因素主要有迎角及動(dòng)壓。墊板本身在上翼面誘導(dǎo)的上洗流在增加當(dāng)?shù)貋砹魉俣萔local的同時(shí)也使得機(jī)翼當(dāng)?shù)赜铅羖ocal增加。通過對比分析各個(gè)墊板高度下機(jī)翼前方來流的當(dāng)?shù)赜羌傲魉俚淖兓?如圖14及圖15所示)，可以發(fā)現(xiàn)內(nèi)側(cè)機(jī)翼受墊板影響最大，當(dāng)墊板高度從60 mm增加到140 mm，當(dāng)?shù)赜窃黾蛹s0.6°，增加約5%；速度增加約0.4 m/s，相應(yīng)動(dòng)壓增加約1%。從數(shù)值來看，升力系數(shù)隨著墊板高度的增加而增加，其中當(dāng)?shù)赜堑脑黾邮侵鲗?dǎo)因素。

圖12 風(fēng)洞近壁面(距洞壁1 mm)處馬蹄渦 Fig.12 Horse shoe vortex near wind tunnel wall (1 mm to tunnel wall)

圖13 機(jī)身對稱面處速度分布對比 Fig.13 Comparison of velocity distribution in symmetry plane

圖14 墊板高度對翼展剖面當(dāng)?shù)赜堑挠绊?Fig.14 Effect of peniche height on local angle of attack of different spanwise location

圖15 墊板高度對機(jī)翼剖面當(dāng)?shù)亓魉俚挠绊?Fig.15 Effect of peniche height on local velocity of different spanwise location

6 結(jié) 論

1) 第1層網(wǎng)格高度采用0.05 mm，y+～10，網(wǎng)格數(shù)量1 100萬與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。采用速度分布入口邊界條件可以更好地模擬風(fēng)洞核心段的邊界層厚度，其計(jì)算值更加接近于試驗(yàn)值。

2) 對于4.5 m×3.5 m量級風(fēng)洞，超臨界機(jī)翼翼吊布局大型商用民機(jī)，墊板高度從60 mm增加到140 mm：升力系數(shù)增加0.02，阻力系數(shù)減小約0.004 3，俯仰力矩系數(shù)增加0.03。

3) 數(shù)值模擬結(jié)果表明墊板高度對升力影響的差量與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，通過數(shù)值模擬研究半模的流場特性可知：近壁面存在馬蹄渦，隨著墊板高度的增加，馬蹄渦的影響呈現(xiàn)先減小后增加的趨勢，且馬蹄渦僅存在于墊板高度范圍的流場內(nèi)。

4) 有別于以往認(rèn)為墊板僅影響內(nèi)側(cè)機(jī)翼的流動(dòng)，研究表明墊板高度的增加使得整個(gè)翼展范圍的上翼面壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)，對內(nèi)側(cè)機(jī)翼影響更大。

5) 墊板高度的增加誘導(dǎo)的上洗流使得機(jī)翼各剖面當(dāng)?shù)赜羌皝砹魉俣仍黾樱渲袃?nèi)翼當(dāng)?shù)赜窃黾咏?%，內(nèi)翼段來流動(dòng)壓增加約1%。

6) 墊板高度的增加使得機(jī)身對稱面處流速增加，機(jī)身壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)，且頭部影響更大，從而使阻力系數(shù)減小及俯仰力矩系數(shù)增大。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160816.0859.002.html

Effectsofhalfmodelpenicheheightoncivilaircraftaerodynamiccharacteristicsinwindtunneltest

WANGJiming*,LIUYipeng

ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai201210,China

Halfmodelsimulation,asamethodtogethighertestReynoldsnumber,iswidelyusedinthedesignoflargecommercialtransportaircrafts.Thispaperreviewstheprosandconsofthehalfmodelsimulation,andthenstudiesthepenichesimulationwhichiswidelyaccepted.Themechanismoftheeffectofthepenicheheightonaerodynamiccharacteristicsisstudied.CFDsimulationisfoundtoagreewellwiththeexperimentalresult.Theboundarylayerthicknessofthemiddleofthewindtunneltestsectioncanbebettersimulatedbyusingvelocitydistributioninletcondition,andthesimulationresultsaremoreclosetotheexperimentalresults.Withtheincreaseofpenicheheight,liftcoefficientincreases,dragcoefficientdecreasesandpitchingmomentcoefficientincreases.Theupwashinducedbypenicheinthecomingflowinfrontofthewingincreasesthelocalangleofattackby5%anddynamicpressureby1%alongthefullspan,thusmakingthepressuredistributionmorenegative.Differentfromthetraditionalconceptsthattheupwashinducedbypenichecanonlyaffecttheinboardwing,resultsshowthatthepenicheeffectsextendtothewholespan.Theprimefactoristheincreaseofthelocalangleofattack.Theeffectsofpenicheheightsvarywiththespanwiselocation,havingmoreimpactsontheinboardwing.Theresultscanbebetterusedinthehalfmodelwindtunneltestwithcertainengineeringpracticability.

halfmodel;windtunneltest;peniche;boundarylayer;aerodynamiccharacteristics

2016-05-11；Revised2016-06-01；Accepted2016-08-05；Publishedonline2016-08-160859

s：AeronauticalScienceFoundationofChina(20153240003);CivilAircraftProjectResearch(MJ-2014-F-04-01)

.E-mailwangjiming@comac.cc

2016-05-11；退修日期2016-06-01；錄用日期2016-08-05； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-08-160859

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160816.0859.002.html

航空科學(xué)基金 (20153240003)； 民用飛機(jī)專項(xiàng)科研 (MJ-2014-F-04-01)

.E-mailwangjiming@comac.cc

王繼明, 劉亦鵬． 民機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)半模墊板高度對氣動(dòng)特性的影響J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(5):120429.WANGJM,LIUYP.EffectsofhalfmodelpenicheheightsoncivilaircraftaerodynamiccharacteristicsinwindtunneltestJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120429.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0229

V211.753

A

1000-6893(2017)05-120429-09