扰动来流下声控机翼分离流动的研究

本文介绍在扰动来流下声控机翼流动的试验装置、低速大攻角时的声控效果以及附面层中流动参数的变化规律,并由此得出：随着来流湍流度的增加,因声激励而产生的附面层中大尺度有序结构涡（ＬＳＯＳＶ）的脉动速度幅值Ｖｌ、湍流度增量ｕ′ａ／Ｕ∞以及升力系数增益△ＣＬ均将迅速减小,而激励声压级有效阈值ＳＰＬｅｆｆ则随之逐渐增大。周期性脉动来流在沿机翼附面层流动中急剧衰减,并对机翼分离流动（包括有或无声控）基本上没有什么影响。     

均匀来流下声控机翼分离流动机理研究

介绍均匀来流下声控机翼流动的试验装置、低速大攻角下的声控效果、特征参数的影响,以及附面层中流动参数的变化。文章清楚地展示出声控机翼分离流动的机理。