【摘 要】
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基于分段前缘线乘波体设计方式,本文提出一种单进气口全乘波背部进气布局概念构型.该布局下表面可设计为完整的乘波体,截取乘波体前段翻转置于飞行器背部作为前体,机身以样条
【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,北京市海淀区100190;中国科学院大学工程科学学院,北京,100049
【出 处】
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高温气体动力学国家重点实验室2017年度夏季学术研讨会
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基于分段前缘线乘波体设计方式,本文提出一种单进气口全乘波背部进气布局概念构型.该布局下表面可设计为完整的乘波体,截取乘波体前段翻转置于飞行器背部作为前体,机身以样条曲线描述.在全参数化构型设计基础上,以马赫6为设计条件,生成了构型实例.以数值模拟为评估手段,给定相同的前体设计参数,分析了不同翼展构型的气动特性.结果表明,该布局方式可保持全乘波特性,从而获得较好的升阻比,考虑粘性条件下,最高升阻比可达4.877,且在小攻角工况内均可获得较优的升阻性能.不同翼展构型具有相似的升阻力系数,上下表面压力分布均匀,有利于满足不同飞行需求.构型均为纵向静稳定,航向静稳定,横向稳定性与构型的虚拟上反角相关,凹状构型横向静稳定,凸状构型横向静不稳定.同时分析了前体的气动特性,结果表明前体对来流具有较好的流量捕获能力,在设计工况基本实现激波封口,进气口质量流量系数达0.925,截面压力和马赫数分布均匀,具备良好的流场品质,且受侧滑角影响较小.
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