张培红，周乃春，邓有奇，马明生

（中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，四川 绵阳 621000）

0 引言

由于风洞尺寸和试验条件的限制，风洞试验雷诺数一般比飞行雷诺数要低1～2个量级，这就导致风洞测量得到的飞机气动特性与实际飞行条件下的气动特性存在一定的差别。对于飞机设计人员来说，一直都存在着如何把风洞试验数据外推到真实条件下飞行数据的问题，也就是通常所说的雷诺数修正问题［1］。

雷诺数不同，通常会对边界层的类型、转捩点的位置、边界层内速度分布形态、物体上分离点的位置、分离形态和分离区大小，以及激波位置、边界层的厚度等产生影响，从而导致飞机气动特性的变化。

长期以来，经过不断探索和总结，在飞机设计过程中，通常认为雷诺数对升力和俯仰力矩随攻角变化曲线的斜率影响不大，仅需对风洞试验数据的阻力系数和最大升力系数进行修正［1］，这样的处理方法对于战斗机来说是适用的［2，5］，不会产生很大的误差。随着对雷诺数影响认识的不断提高，人们发现［3］，对于具有中等厚度或大厚度机翼的运输类飞机，这样的处理就会产生较大的误差。相关研究［1，4］表明对于中等或大厚度的机翼以及后体收缩的机身，雷诺数影响规律与过去小展弦比机翼和后体不收缩机身的影响规律完全不同，雷诺数不仅仅影响阻力和最大升力系数，而且影响升力和俯仰力矩随攻角变化曲线的斜率。

本文通过对某翼身组合体和某战斗机不同雷诺数下的气动特性进行研究，分析了运输类飞机和战斗机类飞机气动特性的雷诺数影响规律。……