摘要：为了诱导高超声速前体/压缩面近壁低能流形成强展向流动,提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法。其基本原理为:给定外锥波后流场中某一个站位的展向压力分布,通过坐标变换求得对应点的空间位置,再基于流线追踪方法获得前体/压缩面的气动型面。研究结果表明:展向压力梯度是诱导前体/压缩面低能流排移的主导机制;在设计点(Ma=7.0、H=28 km)条件下,常规前体的展向压力梯度主要集中在一级压缩面,可在一级压缩面上形成偏转角3°左右的展向流动,但在后续压缩面上则展向流动较弱;相比常规前体,采用展向压力分布可控的前体,可以使0°~40°扇形角范围内的展向压力梯度增强7倍左右,并使一级压缩面上低能流偏转角增大5°左右,同时使二级和三级压缩面上展向压力梯度显著增加,综合效果可使诱导的低能流偏转角相比于常规前体的可增大7°左右,边界层厚度可降低超过20%,进气道扇形区内的总压恢复系数提高1.56%。

摘要：利用有限体积法离散求解雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了具有不同机翼上反角的翼身组合体构型;着重研究了机翼上反角对纵向升阻、俯仰力矩特性的影响规律;并通过展向压力分布的对比,首次从机理上对这种影响进行了探索解释,为气动布局机翼安装参数的设计提供了思路和参考。研究结果表明:由于上反角主要改变了弦向前50%部分的压力分布,所以机翼上反角越大,前缘上表面吸力峰与下表面正压力下降越多,激波向前移动越大、强度更弱,从而升力、阻力、升阻比均减小。本文在上反角小于9°范围内,上反角每增加1°,升力系数降低0.005,阻力系数降低0.0002,升阻比降低0.04,俯仰力矩导数降低0.001,典型剖面压力最小值降低1%,激波位置前移1.6%。