高压捕获翼构型跨声速流动特性初步研究

发布时间：2024-02-27 20:47

　　高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈,然后随展向位置逐渐增加,压力波动逐渐减弱。

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【部分图文】：

图1高压捕获翼设计原理

高压捕获翼在高速流动条件下的设计原理如图1所示[12]，图中区域(1)为自由来流，高速来流经过机体上表面压缩，产生第一道斜激波S1，在激波S1后压力增加，流动方向与机体上表面平行，之后在捕获翼的压缩下形成第二道激波S2，使压力获得进一步提升，随来流继续前进，在机体尾部产生膨胀波，....

图2构型三维视图和三视图

为突出重点，本文依据上述设计原理采用了一种简化外形，使用一个圆锥-圆台组合体作为概念机体，在其上方设置高压捕获翼，其外形为具有一定厚度的平板，前缘进行钝化。外形主要参数如下：以机体长度为参考量，无量纲化的捕获翼相对长度为0.431；相对宽度为0.333；相对厚度为2.667×10....

图3纵向对称面的压力分布云图

为验证该构型的效果，在设计条件下对其流场进行了计算，条件如下：来流马赫数为6.0，单位雷诺数为2.258×106/m，飞行攻角为0°。图3给出了该构型在设计条件下的物面和纵向对称面压力云图。从图中可以看到，机体压缩产生的激波打在捕获翼前缘附近，并且反射激波刚好掠过机体最高点，符合....

图4ONERAM6机翼网格示意图

本文数值模拟基于三维可压缩流动N-S方程，数值方法采用TVD(TotalVariationDiminishing）格式，时间推进选用隐式格式，湍流模型为SST模型。首先以ONERAM6机翼标模[17-18]对本文的CFD方法进行验证。计算条件为来流马赫数0.84，雷诺数为7....

本文编号：3912948