一种内腔通流式翼型的气动效率风洞试验研究

本文介绍了一种内腔通流式翼型的气动效率风洞试验情况，并与该翼型开导流腔之前的翼型的风洞数据进行了对比，对其气动效率特点进行了研究。研究的目的是探索在普通翼型的基础上开内部导流腔后气动效率的情况。研究结果表明在翼型结构强度范围内，本文设计的内腔通流式翼型具有高气动效率。研

随着航空技术的发展和现代化科技水平的提高，现有的翼型气动效率的提高目前大都是通过优化方法[1]或气动效率仿真来实现。想要较大幅度提高升阻比已十分困难。本文介绍的是通过改变翼型内部结构，形成机翼内部导流腔，从而形成翼身和机翼内部大环流，结合气动力的原理，使机翼升阻比提高， 从而实现高气动效率[2]。

为了探索内腔通流式翼型的气动效率，获得该翼型的气动特性，笔者利用南昌航空大学低速风洞进行模型吹风试验。

2. 机翼结构设计和原理 2.1. 试验翼型的选取 由于试验翼型需要对内部结构进行设计，所以所选翼型的最大厚度需选择较大的厚度，这样便于内部结构的设计。并且可以为加大机翼的结构强度提供有利条件。综合试验所需条件，本文所选翼型为NACA4418 翼型。试验机翼为一段二维翼型，翼型弦长280 mm，展长700 mm [3]。

2.2. 机翼结构设计 内腔通流式高气动效率翼型，翼型外形和普通翼型相同，其特征在于：翼型主要由位于上部的翼身上蒙板2、翼身后蒙板3 和位于下部的翼身下蒙板1 组成，翼身上蒙板2、翼身后蒙板3 和翼身下蒙板1 围成的内部腔体结构设置有内部气腔4， 翼型最前端设有通向内部气腔4 的前缘进气口5， 翼型后端设有通向内部气腔4 的后部排气口7，翼身上蒙板2 或者翼身后蒙板3 上设有通向内部气腔4 的上部排气口6 (图1)。

工作时，气流的运动方向如图中箭头所示，从前缘进气口5 进入翼身内部，通过机翼内的内部气腔4，在翼身上部的上部排气口6 出来，在上表面与来流汇合形成环流；同样，气流在内部气腔4 到达机翼后缘，与翼身下表面来流汇合，形成环流；这样机翼的升阻比、气动效率将大大提高[4]。

3. 试验设备与测量 3.1. 试验设备 南昌航空大学低速风洞是一座单回流双试验段风洞，其总体尺寸要满足对风洞流场的要求又要兼顾现有风洞试验室尺寸，按此确定风洞轮廓尺寸为宽 × 高 × 长：9.72 m × 2.54 m × 25.48 m。

3.1.1. 风洞主要气动设计指标 试验段最大风速：80 m/s；