翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對三維增升裝置的影響及改善措施研究

邱亞松，白俊強(qiáng)，黃 琳，朱 軍，陳迎春，李亞林，周 濤

（1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安710072；2.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海200232）

0 引 言

當(dāng)代大多數(shù)的民用干線飛機(jī)均采用翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)的布局。翼吊布局具有發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣口不容易受機(jī)身或機(jī)翼尾流的干擾（發(fā)動(dòng)機(jī)來流直接，不受飛機(jī)其他部件干擾，進(jìn)氣流場好）、發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)方便、更輕的機(jī)翼和機(jī)身結(jié)構(gòu)，以及整個(gè)飛機(jī)的重量分布更合理等優(yōu)點(diǎn)［1］。當(dāng)然，翼吊布局形式也有缺點(diǎn)，其中比較嚴(yán)重的一點(diǎn)是：翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙會顯著惡化增升裝置的氣動(dòng)效率［2］。而針對該問題的最佳解決方案就是在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上加裝渦流片，進(jìn)行流動(dòng)控制。

國外對于翼吊短艙對全機(jī)增升裝置氣動(dòng)性能影響及短艙渦流片設(shè)計(jì)有很好的研究與應(yīng)用，并已有豐富的工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)。但鮮有從機(jī)理上闡述問題本質(zhì)的文獻(xiàn)。早在20世紀(jì)50年代的DC－8發(fā)展項(xiàng)目中，為了弄清楚流動(dòng)機(jī)理，道格拉斯公司對有短艙掛架、無短艙掛架構(gòu)型進(jìn)行了大量風(fēng)洞試驗(yàn)，收集了大量的數(shù)據(jù)并進(jìn)行了許多分析。在60年代末期至70年代初期設(shè)計(jì)的DC－10上率先采用了短艙渦流片［3］。近期，為了發(fā)展自己的大飛機(jī)，日本JAXA（日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)）進(jìn)行了一系列的高升力研究計(jì)劃，其研究的重點(diǎn)內(nèi)容之一就是翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對于全機(jī)增升裝置氣動(dòng)性能的影響及短艙渦流片位置的優(yōu)化。其在研究過程中大量使用了CFD技術(shù)及眾多先進(jìn)的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。從其發(fā)表的文獻(xiàn)可以看出，日本對于該方面的研究已經(jīng)相當(dāng)深入［4－5］。歐洲各個(gè)相關(guān)研究機(jī)構(gòu)也在近期組織了兩期名為歐洲高升力的研究計(jì)劃（EUROLIFT），參與的研究機(jī)構(gòu)包括DLR（德國宇航研究院）、NLR（荷蘭國家宇航局）、ONERA（法國國家宇航局）、FOI（瑞典國防研究署）等。同樣，其研究的重點(diǎn)內(nèi)容之一就是翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對增升裝置氣動(dòng)性能影響及短艙渦流片設(shè)計(jì)。并且其規(guī)模遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了JAXA的研究計(jì)劃，投入的人力、物力都相當(dāng)大，采用的手段也更為先進(jìn)。從公開發(fā)表的文獻(xiàn)來看，其取得的成果更為顯著［6－10］。國內(nèi)在這方面還未見有公開發(fā)表的研究文獻(xiàn)。在發(fā)展我國的大飛機(jī)的背景下，這項(xiàng)研究顯得極為迫切。

本文運(yùn)用數(shù)值模擬的方法，對加掛翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的增升裝置流動(dòng)控制進(jìn)行研究。首先，運(yùn)用本文的計(jì)算方法對某風(fēng)洞試驗(yàn)構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值模擬，并將計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，確定方法的可行性。之后，對比計(jì)算了有無翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的兩個(gè)增升裝置構(gòu)型的氣動(dòng)特性，從流動(dòng)機(jī)理上分析了翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙惡化增升裝置氣動(dòng)特性的原因。在此基礎(chǔ)上，在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上進(jìn)行了渦流片安裝位置的優(yōu)化。通過流場顯示及流動(dòng)機(jī)理分析，解釋了短艙渦流片改善增升裝置氣動(dòng)性能的機(jī)理并闡明了渦流設(shè)計(jì)的準(zhǔn)則。本文設(shè)計(jì)的翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙渦流片經(jīng)過了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 計(jì)算構(gòu)型

本文共涉及到六個(gè)增升裝置構(gòu)型的計(jì)算，均為前緣縫翼加單縫福勒襟翼的形式，其幾何模型分別如圖1所示。其中構(gòu)型A為風(fēng)洞標(biāo)模，也就是用來驗(yàn)證本文數(shù)值方法的構(gòu)型。構(gòu)型B與構(gòu)型A類似，為無翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的增升裝置翼身組合體構(gòu)型。構(gòu)型C為在構(gòu)型B基礎(chǔ)上加裝翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙后的構(gòu)型。構(gòu)型D1、D2、D3，分別為在構(gòu)型C的翼吊短艙三個(gè)不同位置安裝了渦流片的增升裝置構(gòu)型。需要注意的是，在構(gòu)型C及D1、D2、D3上機(jī)翼前緣與掛架相接的地方，由于短艙掛架的存在，前緣縫翼在此被切除了一段。

圖1 增升裝置幾何構(gòu)型Fig.1 Geometrical configurations of high－lift system

2 網(wǎng)格劃分與計(jì)算方法

2.1 網(wǎng)格劃分策略

由于對復(fù)雜外形生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格比較困難，有些情況下幾乎無法生成。所以對于類似帶翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的三維增升裝置幾何構(gòu)型，普遍采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。但在單個(gè)網(wǎng)格單元最大尺度相同的情況下，非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的耗散比結(jié)構(gòu)網(wǎng)格要大得多，尤其是對于有強(qiáng)剪切流動(dòng)的情況［7］。在近期日本及歐洲公布的高升力研究計(jì)劃中，數(shù)值模擬幾乎都采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，氣動(dòng)力模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相比，絕對值誤差很大。但是構(gòu)型局部變化之后的氣動(dòng)力變化量捕捉較為準(zhǔn)確［4，6－8］。為了更為準(zhǔn)確地捕捉流場特征，本文對于圖1中的六個(gè)構(gòu)型均采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行流場計(jì)算。構(gòu)型A、B的網(wǎng)格單元數(shù)為1050萬，構(gòu)型C的網(wǎng)格單元數(shù)為1850萬、構(gòu)型D1～D3的網(wǎng)格單元數(shù)為1970萬。其中對于D1～D3三個(gè)最為復(fù)雜的構(gòu)型，如果單獨(dú)進(jìn)行網(wǎng)格劃分約需40個(gè)人工時(shí)。本文借鑒了文獻(xiàn)［11］中的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格局部網(wǎng)格自動(dòng)更新技術(shù)，發(fā)展了多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格局部網(wǎng)格更新技術(shù)。構(gòu)型D1～D3的網(wǎng)格均在構(gòu)型C的網(wǎng)格基礎(chǔ)上進(jìn)行局部更新。除短艙渦流片局部網(wǎng)格變化之外，其余部分的網(wǎng)格均不改變。運(yùn)用此技術(shù)后，劃分構(gòu)型D1～D3的網(wǎng)格只需約半個(gè)人工時(shí)。圖2展示了構(gòu)型A、C及D3的局部網(wǎng)格。

2.2 數(shù)值方法

本文采用的控制方程是三維可壓縮非定常N－S方程的積分形式。其在直角坐標(biāo)系下的表達(dá)式為：

上式中各個(gè)變量的具體定義見參考文獻(xiàn)［12］。采用格心格式的有限體積法對控制方程進(jìn)行離散。設(shè)網(wǎng)格單元i，其控制體記為Ωi，定義為Ωi內(nèi)的各物理量Qi的平均值，并假設(shè)在網(wǎng)格的格心Qi＝，則方程（1）在Ωi內(nèi)可以近似地寫成如下形式：

其中?Ωi表示Ωi的邊界。上式在單元Ωi上離散為：

這里Vi是單元體Ωi的體積，Ri和分別是單元體Ωi的無粘通量和粘性通量，

其中N表示網(wǎng)格單元i的面的總數(shù)，nk，i是網(wǎng)格單元i的第k個(gè)面的外法線的單位矢量，ΔSk，i是這個(gè)面的面積，F(xiàn)k，i（Q）和Gk，i（Q）是此面上的F（Q）和G（Q）的平均值，在數(shù)值計(jì)算中，用面心處的F（Q）和G（Q）的值近似代替面上的平均值。空間離散格式為二階迎風(fēng)Roe格式。時(shí)間推進(jìn)方式采用LU－SGS隱式時(shí)間推進(jìn)算法。該算法不像常用的隱式算法需要大量的矩陣計(jì)算和存儲空間，有利于提高計(jì)算效率。同時(shí)可以證明，對于LU－SGS方法，由于作積分裂時(shí)引入交叉項(xiàng)，因此在時(shí)間方向不到一階精度，但是這并不影響格式顯式部分在空間的精度，并且它在定常計(jì)算中有較好的穩(wěn)健性和收斂性，因此只在定常計(jì)算中使用它是合適的［13］。動(dòng)力方程中的雷諾應(yīng)力通過k－ωSST兩方程湍流模型和自動(dòng)壁面處理計(jì)算。k－ωSST湍流模型能夠較準(zhǔn)確地模擬分離流、漩渦流等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象［14］。

圖2 增升裝置網(wǎng)格Fig.2 Mesh of high－lift systems

3 計(jì)算方法可靠性驗(yàn)證

增升裝置流動(dòng)特性復(fù)雜，準(zhǔn)確的氣動(dòng)力計(jì)算及流場特征捕捉較為困難。為了驗(yàn)證本文所采用數(shù)值方法的準(zhǔn)確性，本文首先計(jì)算了圖1中的風(fēng)洞標(biāo)模A的氣動(dòng)特性。在風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)、馬赫數(shù)下，本文計(jì)算所得的構(gòu)型A升力特性與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比如圖3所示。從圖中可以看出，本文計(jì)算的升力特性與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，尤其是失速迎角及最大升力系數(shù)的捕捉相當(dāng)準(zhǔn)確。本文計(jì)算失速迎角比試驗(yàn)值只小0.33°，而最大升力系數(shù)僅小0.00502。線性段的升力系數(shù)最大差值也不超過0.1。這表明本文針對增升裝置采用的數(shù)值計(jì)算方法是合理、可信的。該計(jì)算結(jié)果相比較日本及歐洲高升力研究計(jì)劃中公布的CFD 計(jì)算數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較 情 況［4，6－8］而言準(zhǔn)確 性相當(dāng)高。初步分析，認(rèn)為主要由于本文采用了根據(jù)高升力系統(tǒng)流動(dòng)特征進(jìn)行拓?fù)鋭澐值亩鄩K結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，尤其在各個(gè)部件尾跡重疊區(qū)垂直物面方向上的網(wǎng)格尺度很小。而國外的高升力研究計(jì)劃中主要采用了耗散性大的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。根據(jù)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的性質(zhì)，從其表面網(wǎng)格尺度可以推斷其空間網(wǎng)格在各個(gè)部件尾跡重疊區(qū)垂直物面方向上的尺度較大。當(dāng)然具體原因與湍流模型、數(shù)值計(jì)算格式等等都有關(guān)系，具體需進(jìn)一步分析。

圖3 構(gòu)型A升力特性計(jì)算值與試驗(yàn)值對比Fig.3 Lift characteristic of model A comparison for prediction and experiment

4 數(shù)值模擬結(jié)果

運(yùn)用前述的數(shù)值模擬方法，本文首先對比計(jì)算了構(gòu)型B、C在自由來流馬赫數(shù)M∞＝0.2，以機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長為參考長度的雷諾數(shù)Re＝2.0×107下的大迎角升力特性，結(jié)果對比如圖4所示。從圖中可以看出：在構(gòu)型C上加裝發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和掛架后全機(jī)升力特性急劇惡化，失速迎角減小了2°，最大升力系數(shù)減小了0.52。這比文獻(xiàn)［2］中介紹的波音737換裝大尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)帶來的增升裝置氣動(dòng)性能惡化更為嚴(yán)重。可見翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對全機(jī)增升裝置的升力特性有嚴(yán)重的負(fù)面影響。

圖4 構(gòu)型B、構(gòu)型C大迎角升力特性計(jì)算對比Fig.4 Predictive lift characteristic comparison for model B and model C at high angles of attack

隨后本文對在構(gòu)型C發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上加裝渦流片的三個(gè)構(gòu)型D1、D2、D3的氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算。比較構(gòu)型C而言，在構(gòu)型C的失速迎角下，D1、D2、D3的升力系數(shù)變化量分別為＋0.24、＋0.08、－0.21。可見在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙加裝渦流片進(jìn)行流動(dòng)控制的方法對于改善由翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙引起的增升裝置氣動(dòng)特性惡化相當(dāng)有效，但其前提是渦流片的安裝位置必須合適。

5 流動(dòng)機(jī)理分析

5.1 翼吊短艙惡化增升裝置氣動(dòng)性能的機(jī)理分析

圖5為構(gòu)型B、C在構(gòu)型C的失速攻角下的空間低速流動(dòng)區(qū)對比圖。從圖中可以明顯看出，比較構(gòu)型B而言，構(gòu)型C主翼及襟翼上方在空間范圍內(nèi)出現(xiàn)了很大范圍的低速流動(dòng)區(qū)。該低速流動(dòng)區(qū)從前緣縫翼切口處開始，往后逐漸擴(kuò)大，在內(nèi)襟翼上方幾乎擴(kuò)展到整個(gè)內(nèi)翼段。該低速區(qū)的存在使得構(gòu)型C主翼及襟翼上表面壓力升高，從而使得升力降低。故該低速區(qū)的存在是導(dǎo)致構(gòu)型C氣動(dòng)性能惡化的主要原因。

構(gòu)型C與構(gòu)型B的主要區(qū)別在于構(gòu)型C機(jī)翼下方加掛了發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，并且由于短艙掛架的存在，其前緣縫翼也被切除了一段。翼吊的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙相對于機(jī)翼來說有一個(gè)較大的前伸量。在中、大迎角下，流過短艙后面的主翼上表面的氣流首先必須繞過短艙。繞短艙流動(dòng)與繞圓柱體的流動(dòng)相似，在迎角不大時(shí)，繞圓柱的流動(dòng)很容易發(fā)生分離。所以在迎角不大時(shí)，繞過短艙的流動(dòng)極易發(fā)生分離，而分離區(qū)的低能量氣流在自由來流的帶動(dòng)下，會流向主翼上表面，并與其附面層混合。其結(jié)果會使主翼上表面的附面層較正常情況下增厚很多，從而使主翼上表面出現(xiàn)圖5所示的大范圍低速流動(dòng)區(qū)域。圖6顯示了構(gòu)型C在失速迎角時(shí)的表面流向摩擦力系數(shù)小于零的區(qū)域，也就是發(fā)生物面分離的的區(qū)域。從圖中可以明顯看出：發(fā)動(dòng)機(jī)短艙前部上方及后部內(nèi)側(cè)上方發(fā)生了大面積的物面分離。

圖5 構(gòu)型B、C空間低速流動(dòng)區(qū)域?qū)Ρ菷ig.5 Low－speed flow space bound comparison for model B and model C

圖6 構(gòu)型C物面分離區(qū)Fig.6 The surface separation area of model C

前緣縫翼在掛架處被切除了一段也對構(gòu)型C的氣動(dòng)性能有一定的負(fù)面影響。根據(jù)A.M.O.Smith提出的在多段翼繞流中縫道的5個(gè)主要有利影響［15－16］，繞前緣縫翼流動(dòng)所產(chǎn)生的環(huán)量使后段翼面前緣的流動(dòng)減速，這就是縫翼效應(yīng)。縫翼效應(yīng)會減弱后段翼面前緣吸力峰強(qiáng)度，使壓力恢復(fù)要求減小，從而推遲物面上分離的產(chǎn)生，提高失速迎角。所以前緣縫翼切除一段之后，相應(yīng)有一段主翼的失速迎角就會減小。進(jìn)而會影響整個(gè)增升裝置的失速迎角和最大升力系數(shù)。

5.2 短艙渦流片流動(dòng)控制機(jī)理分析

圖7為構(gòu)型D1、D2、D3在構(gòu)型C失速攻角下主翼上方空間截面上的馬赫數(shù)云圖。從圖中可以看出：構(gòu)型D1中的渦流片產(chǎn)生了一個(gè)極強(qiáng)的漩渦，該強(qiáng)漩渦向原構(gòu)型C主翼上方的低速區(qū)內(nèi)注入了大量能量，從而攪動(dòng)了該低速區(qū)的流動(dòng)，使得低速區(qū)的范圍大大減小。故構(gòu)型D1中的渦流片流動(dòng)控制效果較好。構(gòu)型D2中的渦流片也產(chǎn)生了一個(gè)較強(qiáng)的漩渦，但由于渦流片安裝位置比較靠前，漩渦到達(dá)主翼上方后已經(jīng)被耗散得較弱。在主翼后方該漩渦已經(jīng)弱化、破裂，沒有明顯的渦核存在。所以構(gòu)型D2中主翼上方低速區(qū)較構(gòu)型C而言范圍有所減小，但效果明顯不如構(gòu)型D1中的渦流片好。構(gòu)型D3中的渦流片產(chǎn)生的漩渦較弱，并且渦的軌跡沒有向翼根方向發(fā)生偏移，而是一直在短艙掛架的外側(cè)沿流向發(fā)展。而從圖5可以看出，構(gòu)型C主翼上方的低速區(qū)從前向后逐漸擴(kuò)張主要是向翼根方向擴(kuò)展，該低速區(qū)主要位于短艙掛架的內(nèi)側(cè)。故構(gòu)型D3中渦流片產(chǎn)生的弱漩渦沒能將自由流的能量注入到主翼上方的低速區(qū)。所以即便構(gòu)型D3中的渦流片能產(chǎn)生像構(gòu)型D1中那樣的強(qiáng)漩渦，也不能改善增升裝置的氣動(dòng)性能。不僅如此，該漩渦的出現(xiàn)還增加了對自由來流的耗散，從而使得構(gòu)型D3的氣動(dòng)性能較構(gòu)型C更差。

圖7 構(gòu)型D1、D2、D3主翼上方截面馬赫數(shù)云圖Fig.7 Mach number counters on sections above main wing of model D1，D2，D3

圖8為構(gòu)型D1、D2、D3在構(gòu)型C的失速攻角下主翼上方的空間低速流動(dòng)區(qū)對比圖。顯然構(gòu)型D1主翼上方的低速流動(dòng)區(qū)比較構(gòu)型C而言明顯減小，并且渦流片產(chǎn)生的強(qiáng)漩渦在主翼后方仍很明顯。而構(gòu)型D2中的低速區(qū)比較而言也有所減小，但從圖中看不出明顯的漩渦區(qū)域。構(gòu)型D3中的低速流動(dòng)區(qū)域較構(gòu)型C而言不僅沿流向尺寸擴(kuò)大，而且展向方向上也擴(kuò)展到了掛架的外側(cè)。說明，渦流片產(chǎn)生的漩渦在主翼前方就弱化、破裂，形成了流動(dòng)雜亂無章的低速流動(dòng)區(qū)。

圖9顯示了構(gòu)型D1、D2、D3在構(gòu)型C的失速攻角下表面流向摩擦力系數(shù)小于零的區(qū)域，也就是發(fā)生物面分離的區(qū)域。顯然相對構(gòu)型C而言，構(gòu)型D1、D2都只在短艙上表面發(fā)生了物面分離。并且構(gòu)型D1的短艙物面分離區(qū)有所減小。而構(gòu)型D3的短艙分離區(qū)有所減小，但主翼后方出現(xiàn)了較大范圍的物面分離。這又從另一個(gè)方面說明了構(gòu)型D3上的渦流片流動(dòng)控制起到了與期望相反的效果。

圖8 構(gòu)型D1、D2、D3空間低速流動(dòng)區(qū)域?qū)Ρ菷ig.8 Low－speed flow space bound comparison for model D1，D2and D3

綜上所述，在對構(gòu)型C進(jìn)行流動(dòng)控制以改善翼 吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙引起的增升裝置氣動(dòng)性能惡化的三種渦流片嘗試中，構(gòu)型D1上安裝的渦流片效果最好，構(gòu)型D3上安裝的渦流片效果最差。所以構(gòu)型D1上的渦流片被選為風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證對象。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明：在構(gòu)型C上安裝構(gòu)型D1上的渦流片之后，升力系數(shù)的增量與本文計(jì)算結(jié)果吻合良好。這進(jìn)一步證明了本文計(jì)算方法的可靠性。

圖9 構(gòu)型D1、D2、D3物面分離區(qū)比較Fig.9 The surface separation area comparison for model D1，D2and D3

6 結(jié) 論

（1）翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對于增升裝置的氣動(dòng)性能有嚴(yán)重的負(fù)面影響。主要原因在于：在大迎角時(shí)繞過發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的氣流發(fā)生分離，分離后的氣流被自由流帶到主翼上方形成一個(gè)低速流動(dòng)區(qū)從而使得增升裝置升力下降、失速迎角減小。同時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙掛架使得增升裝置的前緣縫翼被切除了一段，進(jìn)而使得對應(yīng)一段主翼失去了縫翼效應(yīng)，這也會使得增升裝置的氣動(dòng)性能惡化。

（2）在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙安裝渦流片，采用流動(dòng)控制的方法改善翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙引起的增升裝置氣動(dòng)性能惡化相當(dāng)有效。其基本原理是：渦流片在大迎角時(shí)產(chǎn)生的強(qiáng)漩渦能將自由流的能量注入到主翼上方的低速流動(dòng)區(qū)，減小該區(qū)域的范圍。但是渦流片的位置必須進(jìn)行優(yōu)化，在合適的位置安裝渦流片能起到正面效果，而在不適當(dāng)?shù)奈恢冒惭b渦流片則會進(jìn)一步惡化增升裝置的氣動(dòng)性能。

（3）本文中設(shè)計(jì)的效果最好的短艙渦流片經(jīng)過了風(fēng)洞試驗(yàn)的驗(yàn)證。安裝渦流片之后的效果與本文計(jì)算結(jié)論吻合良好。

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