F16翼前緣延伸設計空氣動力學特性之數值研究

Abstract

本文探討翼前緣延伸(Leading Edge Extension LEX)對現代多用途戰鬥機氣動特性之影響。它可以提升戰鬥機整體空氣動力特性和機動性，使得戰機在高攻角方面具有挑戰性的氣動力控制。翼前緣延伸空氣動力學特性，近年用於軍事戰機上的效果非常顯著。當戰鬥機在高攻角狀態下，翼前緣延伸的前緣形成渦流，流過機翼上產生可用氣流來使機翼延遲失速和減少升力損失。本研究使用Dassault Systemes的高階電腦輔助設計軟體CATIA來做翼前緣延伸設計，並運用商業套裝軟體ANSYS CFX進行F16氣動力外型的外部流場之數值模擬。數值研究上使用ANSYS CFX高階數值方法，求解非穩態可壓縮流那威爾-史托客方程式(Navier-Stokes equations)來探討F16空氣動力流場特性。在紊流模型上，採用剪應力傳輸(Shear Stress Transport k-ω)紊流模型。計算網格由ANSYS ICEM產生非結構性網格，採用混合型網格，於流道壁面周圍建立棱柱型網格(Prism Mesh)來模擬邊界層黏性流場，其他計算領域則採用四面體網格(Tetrahedron Mesh )，其模擬結果分析升力係數、阻力係數、俯仰力矩係數之關係與探討F16在不穩定的流場中強渦流結構與機翼上部分相互作用、流場分離現象對機翼的升阻比、渦旋破裂位置、速度分布等之影響。改變翼前緣延伸的設計，對整個F16的空氣動力特性比原本來的佳，升阻比及渦流強度的增加，渦流破裂位置延遲。在穿音速巡航時，機翼後方將產生震波及紊流結構複雜其影響空氣動力特性，但在機翼前方設置小翼片，可破壞震波區邊界層結構，增加速度，並在高攻角時產生強勁的渦流使得整體升力增加。

Date of Award	2018 Jun 25
Original language	Chinese
Supervisor	San-Yih Lin (Supervisor)