机翼作为飞机的关键部件,增升减阻事关机翼设计及其优化的成败。机翼增升减阻亟待攻克两大技术难关:一是解决低速时流动分离、高速时产生激波导致升/阻特性恶化的问题,二是解决在非设计状态下对升/阻特性变差如何进行改善的问题。流动控制的本质是控制流场的局部流动,利用流体间流体动力的相互作用,引发流场的局部或全局流动改变。尤其是基于微型流动控制器件的流动控制,是现代流体力学及交叉学科活跃的研究领域,也是飞行器未来创新发展的重要源头和新的技术制高点。尽管控制器件、控制机理、控制效果三位一体,一直是制约流动控制技术实用化的瓶颈难题,但随着流动控制技术自身的研究和发展,以及计算、试验和测量等手段的配套完善,协调解决机翼增升减阻中的流动控制问题、达成实用化目的成为可能。通过分析升力或阻力的产生机制,应选择适宜的流动主动/被动控制策略来增加升力或减小阻力。翼型的升力是物面压强分布积分的结果,依据升力的产生机制和流动的性态对翼型升力的影响,可利用零质量射流改善翼型表面的压强分布以增加升力。若不计及机翼与飞机其它部件的干扰阻力,机翼自身的阻力可分为四种:由迎风面积而形成的压差阻力、由存在激波而形成的激波阻力、由粘性空气与机翼表面摩擦而形成的摩擦阻力、由涡系引起升力倾斜而形成的涡阻力。依据阻力的构成机制和流动的性态对阻力的影响,可采用相应的流动控制方法来减小机翼阻力:可采用微型涡流发生器阻滞机翼边界层分离以减小压差阻力,可采用实体鼓包减弱翼型的激波强度以减小激波阻力。由于流动控制技术的研究与应用,涉及时空多尺度的复杂流场,包含着流体力学和空气动力学中诸多尚未解决的技术难题,加之流动控制的目标有时是彼此关联和相互制约的,流动控制问题研究所面临的挑战实质就是对流体力学技术体系的挑战,但综合利用数值模拟和风洞实验手段,可以厘清流动控制的机理、提炼控制器件参数的影响规律、评估增升减阻的综合成效,既为流动控制技术的科学研究提供支持,又为突破制约流动控制技术实用化的瓶颈难题提供依据。本文针对超临界机翼/翼型上的复杂流动,和微型涡流发生器、实体鼓包和零质量射流微小流动控制器件及其诱导的时空多尺度复杂流动,综合利用数值模拟方法和风洞实验技术,研究了减小机翼压差阻力和翼型激波阻力以及增加翼型升力的流动控制问题,在计算方法和软件的研发与应用、流动控制机理的分析、控制器件参数影响的规律分析、控制效果的综合评估四个方面取得创新,为机翼增升减阻气动优化设计提供了有实用价值的技术参考。第一章为绪论,以微型涡流发生器、实体鼓包、零质量射流为重点,综述了国内外流动主动/被动控制技术的发展及其在机翼增升减阻方面的研究和应用,概述了数值模拟和风洞实验的技术现状,以及本文主要的工作内容。第二章阐释了本文应用及发展的数值计算方法,并验证所发展的数值计算方法和所建立的计算程序。本文应用和发展的方法是基于RANS方程,采用有限体积方法离散,离散方程右端粘性项的离散采用了中心差分格式,右端无粘性项的离散采用了多种迎风差分格式及其限制器,湍流模型采用了多种模型。非定常计算以双时间步算法为主。采用了多重网格加速收敛方法。采用了拼接网格生成方法。采用多个算例,验证了本文发展和应用的边界层流动的计算方法、跨声速激波流场的计算方法和非定常流动的计算方法以及计算网格生成方法,验证了本文所建立的三维边界层流动计算软件、二维跨声速激波流场计算软件和二维非定常流动计算软件的粘性计算精度、时间精度、计算鲁棒性及计算效率。验证结果表明,本文发展及建立的计算方法和计算软件适用于研究机翼增升减阻的流动控制问题。第三章采用数值模拟方法,研究了微型涡流发生器与边界层的干扰;采用数值计算方法和风洞实验方法,研究了微型涡流发生器减小大展弦比超临界机翼的压差阻力。边界层流动、网格生成、加速收敛技术,是计算微型涡流发生器减小超临界机翼阻力的技术难点。采用有限体积方法离散三维RANS方程,离散方程左端项的求解采用LU-SGS方法,右端粘性项的离散采用了中心差分格式,右端无粘性项的离散采用Roe的通量差分分裂格式,湍流模型采用S-A模型,采用多重网格技术加速收敛。采用对接、拼接网格技术生成网格。计算了单个微型涡流发生器与边界层的干扰。计算了有多个微型涡流发生器时超临界机翼的流场和气动力,分析了微型涡流发生器不同高度和弦向安装位置的影响。采用测力、油流、丝线、热线等实验测量与显示技术,进行了气动力测量、边界层特性测量和模型流态显示,研究了干净机翼边界层特性,研究了微型涡流发生器控制机翼边界层分离特性,研究了微型涡流发生器的高度、弦向安装位置、展向间隔和安装偏角对超临界翼身组合体流场和气动力特性的影响。分析了微型涡流发生器增强超临界机翼近壁流动控制流动分离、减小压差阻力的机理,提炼了微型涡流发生器的高度、弦向安装位置、展向间隔和安装偏角对超临界机翼阻力和升力的影响规律,综合评估了微型涡流发生器对超临界机翼减阻增升的作用效果。第四章采用数值计算方法和风洞实验方法,研究了实体鼓包减小超临界翼型的激波阻力。跨声速激波/边界层干扰、超临界翼型发散后缘边界条件的处理,是计算实体鼓包减小超临界翼型阻力的技术难点。采用有限体积方法离散二维RANS方程,离散方程左端项的求解采用LU-SGS方法,右端粘性项的离散采用了中心差分格式,右端无粘性项的离散采用了Roe的通量差分分裂格式,湍流模型采用k-?SST模型。计算了不同高度的实体鼓包对超临界翼型流场和气动力特性的影响。采用电子扫描阀测量压力,采用尾流测压耙测量尾迹流场,研究了加装实体鼓包的超临界翼型在不同来流迎角时的表面压力分布和尾流阻力因子分布。分析了实体鼓包弱化超临界翼型激波强度、减小激波阻力的机理,提炼了给出了实体鼓包的高度和来流迎角对超临界翼型阻力和升力的影响规律,综合评估了实体鼓包对超临界翼型减阻增升的作用效果。第五章采用数值计算方法,研究了零质量射流致动器的流场;研究了零质量射流增加翼型的升力。非定常流动和湍流计算以及如何明确边界条件,是计算零质量射流增加翼型升力的技术难点。基于二维非定常RANS方程,采用有限体积方法离散,右端粘性项的离散采用中心差分格式,右端无粘性项的离散以Roe的通量差分分裂格式为主,在对比不同格式的差异时才采用其他格式。采用了多种湍流模型进行对比计算,其中包括BL模型、BLDS模型、SA模型、k-?SST模型。非定常计算中以双时间步长法为主,采用了多种非定常计算方法进行对比计算,包括四步RK、LU-SGS、双时间方法。采用多重网格技术加速收敛。对零质量射流致动器的计算,研究了动网格、几何守恒率、边界条件和湍流模型的影响。对有零质量射流的翼型计算,研究了非定常计算方法、多重网格技术、差分格式、湍流模型、射流频率和速度峰值以及来流条件的影响。提炼了零质量射流的射流频率、射流幅值、来流迎角、来流马赫数对翼型升力和阻力的影响规律,分析了零质量射流致偏翼型流线改变压强分布、增加升力的机理,综合评估了零质量射流对翼型增升减阻的作用效果。第六章是结束语。总结了本文的研究工作和技术进步。最后是本文的致谢和参考文献。