飛機在起飛，降落及纏鬥時，往往需要用高攻角飛行以產生足夠的升力。然而在高攻
角時，翼表面的邊界層可能會發生分離現象，甚而造成失速，致使升力突降及阻力上
升的後果。如何有效的抑制此一現象是各方學者甚感興趣的重要課題。本研究使用聲
波激擾法成功的控制了失速後機翼流場，大幅地改善了機翼在高攻角時之空氣動力性
能。
在使用聲波激擾法控制流場之，首先對ＮＡＣＡ６３3 －０１８機翼的基本空氣動力
性能及流場結構加以研究。以實驗方法使用二維機翼模型在低速風洞中測試。實驗電
5 5
諾數範圍自３‧０×１０ 到７‧５×１０ 之間。實驗結果顯示，在此電諾數範圍
內，機翼流場處於自層流過渡到擾流之間，因而有分離泡存在。除了使用速度分佈測
量，壓力測量及頻譜分析界定分離咆形狀外，並藉由流場視察法，清楚的探討了分離
泡的特性。
本文的最主要目的在研究聲波激擾對翼形之空氣動力特性的影響。除了使用國外研究
多年的外部聲波激擾法做比較研究之外，並深入探討新創之內部聲波激擾法。實驗雷
4 5
諾數範圍自１‧８５×１０ 到５‧０×１０ 之間。藉由不同的聲波頻率與強度來
淭擾各攻角時的流場。特別是失速後的高攻角範圍。結果證實在有效頻率激擾時，確
實可有效的控制邊界層，達到延緩機翼表面邊界層分離的目的，因而使升力提高，失
速角延後。使月尾流耙測量總阻力也顯示在有效聲波激擾時，阻力可大幅降低。由流
場視察法可看出受有效頻率聲波激擾時，原已分離的邊界層又重回附著於機翼上，尾
流區域縮小，阻力因而降低。為採討控制之機構，乃輔以圓柱流場控制之研究，以確
定最有效之激擾源位置及有效激擾頻率之成因。結果發現最佳激擾源位置應在分離點
或略下游處最佳。而當以剪流不穩定頻率激擾時，有最佳激擾效果。在本文研究之雷
諾數範圍內，激擾頻率之Ｓｔｒｏｕｈａｌ ｎｕｍｂｅｒ（Ｓｔ＝ｆe ×ｃ∕Ｕ∞
）恰在１‧０到３‧０之間最為有效。
不論從其控制效果，或從實際實用上的考慮，本研究證實內部激擾法優於外部激擾法
。
|