【摘 要】
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为探索前缘线改变对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,本文基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26km 的巡航飞行条件下,结合运用增量修正
【机 构】
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中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国空气动力研究与发展中心,绵阳621000中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190中国航天科工集团31研
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为探索前缘线改变对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,本文基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26km 的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线形状与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数影响十分明显,设计空间范围内升力系数变化约21.3％,阻力系数变化约31.8％,升阻比变化范围约10.63％.但相比之下,对纵向压心影响相对较小,相对压心变化范围仅为3.87％.此外,结果还表明飞行器的升、阻力系数与俯视投影面积基本呈正比,而升阻比与容积呈反比关系.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量.
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