蘇繼川，黃 勇，李永紅，鐘世東，單繼祥

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng) 621000)

小展弦比飛翼亞、跨、超聲速支撐干擾研究

蘇繼川*，黃 勇，李永紅，鐘世東，單繼祥

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng) 621000)

通過(guò)數(shù)值模擬方法研究了小展弦比飛翼標(biāo)模在0.6、0.9、1.5三個(gè)典型馬赫數(shù)下的支撐干擾特性，分別考慮了近場(chǎng)尾部外形局部畸變和尾支桿干擾及遠(yuǎn)場(chǎng)風(fēng)洞中部支架干擾，并基于表面壓力系數(shù)差異為準(zhǔn)則嘗試對(duì)近場(chǎng)干擾量進(jìn)行分解。研究得到如下結(jié)論:馬赫數(shù)0.6時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的干擾量約占總支撐干擾量的30%，升力系數(shù)約占20%;馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)，阻力系數(shù)遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾量占總支撐干擾量的40%，迎角18°時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾使得渦破裂位置提前;馬赫數(shù)1.5時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾可以忽略;基于表面壓力系數(shù)差異將支撐干擾量分解的方法在亞聲速支撐干擾前傳明顯時(shí)不適用，在馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)求得近場(chǎng)支撐干擾使得馬赫數(shù)減小約0.02，迎角減小約0.1°，馬赫數(shù)1.5時(shí)用此法求得馬赫數(shù)和迎角的干擾量均約等于0。

飛翼;數(shù)值模擬;支撐干擾

0 引 言

飛翼布局因其具有優(yōu)良的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)和隱身性能而受到廣泛關(guān)注，目前已有 B-2遠(yuǎn)程轟炸機(jī)和 X-47B、神經(jīng)元無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)等飛翼布局代表作成功面世。此外，歐美國(guó)家還發(fā)布了多個(gè)飛翼布局通用研究模型用于飛翼布局基礎(chǔ)理論研究，如ICE新型控制面模型［1］、UCAV1301/1302/1303系列［2］、SACCON通用研究模型［3］等。國(guó)內(nèi)針對(duì)飛翼布局的開(kāi)裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、噴流控制等若干問(wèn)題開(kāi)展了部分研究［4-6］。為了滿(mǎn)足未來(lái)飛行器氣動(dòng)力試驗(yàn)與研究的需求，尤其考慮到超聲速飛行的要求，國(guó)內(nèi)有關(guān)機(jī)構(gòu)自主設(shè)計(jì)了小展弦比飛翼標(biāo)模，作為小展弦比融合體飛翼外形的通用研究平臺(tái)，該小展弦比飛翼標(biāo)模具有65°后掠角直前緣。對(duì)于類(lèi)似布局前緣渦的研究也一直未停止［7-11］。

支撐干擾是一個(gè)由來(lái)已久的問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外研究人員已經(jīng)探索出許多研究方法并應(yīng)用于工程實(shí)踐，獲得了一些有益的經(jīng)驗(yàn)［12-18］，但是對(duì)于小展弦比融合體飛翼布局類(lèi)型飛行器的支撐干擾研究卻較少見(jiàn)諸報(bào)道。飛翼布局相比常規(guī)布局不再有傳統(tǒng)意義上的機(jī)身，其機(jī)身和機(jī)翼采用一體化設(shè)計(jì)。為了提高隱身性能，其發(fā)動(dòng)機(jī)噴口通常也與機(jī)翼/機(jī)身一體化設(shè)計(jì)，不再有傳統(tǒng)的圓形噴口，因此，在開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，風(fēng)洞支撐系統(tǒng)不可避免會(huì)迫使其外形局部發(fā)生較大的改變，從而引入支撐干擾。為了獲得更精準(zhǔn)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，有必要對(duì)其支撐干擾進(jìn)行研究。我們采用數(shù)值模擬方法對(duì)模型進(jìn)行了計(jì)算分析，選取典型狀態(tài)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，并著重研究了小展弦比飛翼標(biāo)模在馬赫數(shù)0.6、0.9、1.5時(shí)的支撐干擾特性。

1 數(shù)值模擬方法

針對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模的三套網(wǎng)格進(jìn)行了對(duì)比計(jì)算。三套網(wǎng)格分別為真實(shí)外形網(wǎng)格、僅考慮近場(chǎng)干擾(由于安裝尾支桿而產(chǎn)生的尾部外形局部畸變和尾撐直支桿干擾)的網(wǎng)格和考慮遠(yuǎn)場(chǎng)干擾(增加風(fēng)洞中部支架的影響)的網(wǎng)格。為了盡量減小網(wǎng)格的干擾，三套網(wǎng)格均采用OH型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，僅在外形不同的尾部區(qū)域網(wǎng)格不一樣，其他均保持一致。網(wǎng)格結(jié)構(gòu)如圖1所示。網(wǎng)格遠(yuǎn)場(chǎng)距離物面的距離均大于模型全長(zhǎng)的十倍。

數(shù)值求解采用的控制方程為雷諾平均N-S方程，空間離散方法為有限體積法，空間無(wú)粘通量采用ROE格式進(jìn)行離散，粘性通量采用二階中心差分格式離散，時(shí)間項(xiàng)采用隱式LU-SGS方法求解。為了加快收斂速度，還采用了局部時(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格技術(shù)。湍流模型為k-ω SST二方程模型。物面采用無(wú)滑移邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)采用無(wú)反射邊界條件，未考慮洞壁干擾，計(jì)算雷諾數(shù)與試驗(yàn)雷諾數(shù)保持一致。

2 典型計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

圖1 網(wǎng)格結(jié)構(gòu)Fig.1 Mesh scheme

圖2 M=0.9升力系數(shù)Fig.2 Lift coefficient at M=0.9

圖3 M=0.9俯仰力矩系數(shù)Fig.3 Pitching moment coefficient at M=0.9

圖2、圖3為馬赫數(shù)0.9時(shí)縱向升力特性和俯仰力矩特性的計(jì)算結(jié)果與1.2米亞跨超聲速風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果(包含近場(chǎng)干擾和遠(yuǎn)場(chǎng)干擾)對(duì)比，可以發(fā)現(xiàn)，考慮遠(yuǎn)場(chǎng)風(fēng)洞中部支架干擾的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果最為接近。

圖4為馬赫數(shù)0.8時(shí)近場(chǎng)干擾量CFD計(jì)算結(jié)果與近場(chǎng)支撐干擾試驗(yàn)數(shù)據(jù)(文獻(xiàn)尚未發(fā)表)的對(duì)比。從圖4可以看出，近場(chǎng)支撐干擾量的計(jì)算結(jié)果量值與近場(chǎng)支撐干擾試驗(yàn)數(shù)據(jù)相當(dāng)，變化規(guī)律也基本一致，由此進(jìn)一步驗(yàn)證了本文所采用的數(shù)值模擬方法可靠有效。

圖4 M=0.8近場(chǎng)支撐干擾Fig.4 Near field support interference at M=0.8

3 支撐干擾計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 亞聲速支撐干擾計(jì)算結(jié)果與分析

通過(guò)帶支撐系統(tǒng)模型的氣動(dòng)力減去真實(shí)外形的氣動(dòng)力得到兩個(gè)支撐干擾量，未考慮風(fēng)洞中部支架的干擾量稱(chēng)為近場(chǎng)干擾量，考慮了風(fēng)洞中部支架的干擾量為總干擾量(近場(chǎng)干擾與遠(yuǎn)場(chǎng)干擾之和)。

在亞聲速范圍內(nèi)，選取馬赫數(shù)0.6為典型馬赫數(shù)，側(cè)滑角為0°時(shí)的支撐干擾計(jì)算結(jié)果如圖5所示。從圖5中可以看出，在迎角小于15°的范圍內(nèi)，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的近場(chǎng)干擾量均隨迎角的增大而增大;進(jìn)一步考慮遠(yuǎn)場(chǎng)的干擾之后，各氣動(dòng)力系數(shù)的支撐干擾總量隨迎角的變化規(guī)律與近場(chǎng)干擾量的變化規(guī)律一致，干擾量值均有所增加。

圖6與圖7顯示了馬赫數(shù)0.6、迎角4°時(shí)真實(shí)外形和試驗(yàn)帶支桿外形的表面壓力系數(shù)分布云圖。從圖中可以直觀看到支撐干擾的影響。在全長(zhǎng)的60%至80%處的內(nèi)側(cè)，真實(shí)外形由于有明顯的尾部收縮變化，流場(chǎng)加速，壓力降低，而試驗(yàn)帶支桿外形由于收縮段受到破壞，此處的低壓區(qū)大部分消失。正是由于試驗(yàn)外形尾部上表面壓力增大，導(dǎo)致升力減小、阻力減小，并產(chǎn)生抬頭力矩增量。

表1列出了馬赫數(shù)0.6、迎角14°時(shí)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的詳細(xì)值。從表1中可以看出，未考慮中部支架影響時(shí)的支撐干擾量均偏小。對(duì)于升力系數(shù)而言，考慮中部支架的影響后，支撐干擾量由-0.0157變?yōu)?0.0195，干擾量占總量的百分比由2.4%提高到3.0%;對(duì)于阻力系數(shù)而言，支撐干擾量由-0.0043變?yōu)?0.0061，干擾量占總量的百分比由2.8%提高到 4.1%;對(duì)于俯仰力矩系數(shù)而言，支撐干擾量由0.0036變?yōu)?.0051，干擾量占總量的百分比由3.6%提高到5.3%。

圖5 尾支桿、中部支架支撐對(duì)氣動(dòng)特性的干擾量(M=0.6)Fig.5 Support interference at M=0.6

圖6 真實(shí)外形壓力系數(shù)分布(M=0.6，α=4°)Fig.6 Cpof real shape at M=0.6，α=4°

圖7 試驗(yàn)外形壓力系數(shù)分布(M=0.6，α=4°)Fig.7 Cpof test shape with sting at M=0.6，α=4°

表1 馬赫數(shù)0.6、迎角14°支撐干擾Table 1 Support interference at M=0.6，α=14°

從占總量的百分比考慮，支桿和中部支架對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響最大，阻力系數(shù)次之，對(duì)升力系數(shù)的影響最小。如果把支桿加中部支架引起的支撐干擾量當(dāng)做總支撐干擾量，那么由尾部直支桿導(dǎo)致的支撐干擾量所占的比例分別為80.5%、70.5%和71.0%。由此可見(jiàn)，模型尾部收縮段被破壞和尾撐直支桿的存在依然是造成支撐干擾的主要原因，但中部支架的影響量也不能忽略，中部支架對(duì)阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的影響比對(duì)升力系數(shù)的影響較明顯。

圖8對(duì)比了馬赫數(shù)0.6、迎角14°時(shí)三個(gè)外形的X/Cr=0.7站位展向截面的壓力系數(shù)，圖中real表示真實(shí)外形，sting表示僅考慮近場(chǎng)支撐干擾的外形，sting+support表示考慮了近場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾的外形?？梢钥闯觯苤U和尾部收縮段破壞的影響，上表面的壓力系數(shù)均有所增大，由前緣渦引起的吸力峰負(fù)壓有所降低，但是吸力峰出現(xiàn)的位置基本不受影響，且機(jī)翼下表面所受影響也幾乎可以忽略。隨著中部支架的加入后，上表面的壓力系數(shù)進(jìn)一步增高，吸力峰出現(xiàn)的位置依然未變，但是與尾撐直支桿的影響規(guī)律不一樣的是此時(shí)下表面的壓力系數(shù)也有所增加。

圖8 X/Cr=0.7站位處展向壓力系數(shù)(M=0.6，α=14°)Fig.8 Pressure coefficience at X/Cr=0.7，M=0.6，α=14°

圖9對(duì)比了馬赫數(shù)0.6、迎角14°時(shí)三個(gè)外形在η =0.3站位流向截面的壓力系數(shù)，可以看出，支撐干擾最明顯的地方位于 X/Cr=0.7附近，干擾會(huì)前傳至X/Cr=0.5之前，中部支架的影響會(huì)使得上下表面的壓力均有所升高。

圖9 η=0.3流向截面馬赫數(shù)0.6、迎角14°流向壓力系數(shù)Fig.9 Pressure coefficience at η=0.3，M=0.6，α=14°

3.2 跨聲速支撐干擾計(jì)算結(jié)果與分析

在跨聲速范圍內(nèi)，選取馬赫數(shù)0.9為典型馬赫數(shù)，側(cè)滑角為0°時(shí)的支撐干擾結(jié)果如圖10所示，可以發(fā)現(xiàn)在迎角小于12°的范圍內(nèi)，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的近場(chǎng)干擾量隨迎角的增大而減小，而阻力系數(shù)的支撐干擾量在計(jì)算范圍內(nèi)隨迎角增大而減小，考慮遠(yuǎn)場(chǎng)干擾之后，各氣動(dòng)力系數(shù)的支撐干擾量均有所增大。

圖11與圖12顯示的是馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)真實(shí)外形和考慮近場(chǎng)干擾的兩個(gè)外形的表面壓力系數(shù)分布。從圖中可以看出，類(lèi)似于馬赫數(shù)0.6時(shí)的情形，試驗(yàn)外形尾部收縮段破壞后，加速區(qū)面積減少。與馬赫數(shù)0.6不同的是此處已經(jīng)出現(xiàn)了激波，支撐干擾使得激波位置前移，因而波后高壓區(qū)的面積也增加。激波前低壓區(qū)減少加上波后高壓區(qū)增大使得升力減小、阻力減小并產(chǎn)生抬頭力矩增量。

圖10 馬赫數(shù)0.9支撐干擾量Fig.10 Support interference at M=0.9

圖11 真實(shí)外形馬赫數(shù)0.9、迎角2°壓力系數(shù)分布Fig.11 Cpof real shape at M=0.9，α=2°

圖12 考慮近場(chǎng)干擾馬赫數(shù)0.9、迎角2°壓力系數(shù)分布Fig.12 Cpof test shape with sting at M=0.9，α=2°

圖13顯示了馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)真實(shí)外形和考慮近場(chǎng)干擾兩個(gè)外形在對(duì)稱(chēng)面和η=0.3站位流向截面上的壓力分布，可以看出支撐干擾明顯使得激波位置前移。當(dāng)迎角增加到10°時(shí)，如圖14所示，激波位置受支撐干擾的影響反而不如小迎角時(shí)明顯，這解釋了為什么馬赫數(shù)0.9時(shí)，隨著迎角增大，升力和俯仰力矩差量逐漸減小。

圖13 馬赫數(shù)0.9、迎角2°流向壓力系數(shù)對(duì)比Fig.13 Cpat η=0 and η=0.3(M=0.9，α=2°)

圖14 馬赫數(shù)0.9、迎角10°流向壓力系數(shù)對(duì)比Fig.14 Cpat η=0 and η=0.3(M=0.9，α=10°)

表2列出了馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的詳細(xì)值。從表中可以看出，考慮中部支架的影響后，升力系數(shù)支撐干擾量由-0.0134變?yōu)?0.0152，阻力系數(shù)支撐干擾量由-0.0013變?yōu)?0.0022，俯仰力矩系數(shù)支撐干擾量由0.0053變?yōu)?.0062。支桿和尾部收縮段變形引起的升力系數(shù)支撐干擾量占總升力系數(shù)支撐干擾量的88%，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)則分別對(duì)應(yīng)59%和85%。由此可見(jiàn)，迎角2°時(shí)的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)支撐干擾量主要來(lái)源于支桿和尾部收縮段破壞，而阻力系數(shù)則受中部支架的影響也比較明顯。

表2 馬赫數(shù)0.9、迎角2°支撐干擾Table 2 Support interference at M=0.9，α=2°

迎角18°時(shí)，由于此迎角已經(jīng)接近渦破裂的臨界迎角，支撐干擾能使流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生質(zhì)的改變。圖15和圖16為有無(wú)中部支架對(duì)稱(chēng)面的馬赫數(shù)的對(duì)比，圖17為渦核內(nèi)壓力系數(shù)的對(duì)比?？梢园l(fā)現(xiàn)，當(dāng)加入中部支架的干擾之后，激波形態(tài)發(fā)生明顯改變，渦破裂位置迅速前移，導(dǎo)致升力下降、俯仰力矩曲線(xiàn)上揚(yáng)。

圖15 無(wú)遠(yuǎn)場(chǎng)干擾對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)分布(M=0.9，α=18°)Fig.15 M of test shape with sting at M=0.9，α=18°

圖16 有遠(yuǎn)場(chǎng)干擾對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)分布(M=0.9，α=18°)Fig.16 Test shape with sting and support at M=0.9，α=18°

圖17 馬赫數(shù)0.9、迎角18°渦核壓力系數(shù)Fig.17 Cpof vortex center at M=0.9，α=18°

3.3 超聲速支撐干擾算結(jié)果與分析

在超聲速范圍內(nèi)，選擇馬赫1.5為典型馬赫數(shù)，由于超聲速區(qū)域干擾無(wú)法前傳，因而中部支架的干擾幾乎可以忽略，對(duì)比結(jié)果如圖18所示。

4 近場(chǎng)支撐干擾分解分析

近年來(lái)，不斷提高的型號(hào)研發(fā)需求對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)中各種干擾量的扣除要求越來(lái)越精細(xì)。本文參照法國(guó)Aurélia Cartieri1［18］等在研究一類(lèi)運(yùn)輸機(jī)外形時(shí)的做法，對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模近場(chǎng)支撐干擾量進(jìn)行分解分析。

風(fēng)洞支架對(duì)模型附近流場(chǎng)的干擾主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面，即支桿的存在改變了模型附近的馬赫數(shù)和模型實(shí)際迎角。從物理意義上來(lái)理解就是支桿的阻塞作用改變了模型附近的馬赫數(shù)，支桿對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)又會(huì)產(chǎn)生上洗或者下洗，因而改變了模型的實(shí)際迎角。

研究的具體操作方法是:考慮兩種情形，其一為無(wú)支桿的真實(shí)模型，設(shè)其遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流條件為馬赫數(shù)等于M，迎角等于α，由于沒(méi)有支桿的存在，模型附近的流場(chǎng)也是馬赫數(shù)等于M，迎角等于α;其二為模型加支桿的情形，設(shè)其遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流條件為馬赫數(shù)等于M'，迎角等于α'，由于支桿的存在，模型附近的流場(chǎng)變?yōu)轳R赫數(shù)等于M'+ΔM，迎角等于α'+Δα。我們的目的是要對(duì)比這兩種情形，改變有支桿時(shí)的遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流M'和α'，讓有支桿時(shí)模型附近的流場(chǎng)與無(wú)支桿時(shí)模型附近的流場(chǎng)最為接近，即使得M'+ΔM=M，α'+Δα=α。本文以表面壓力系數(shù)差異為準(zhǔn)則，其表達(dá)式如下:

其中C'p和Cp分別表示有支桿和無(wú)支桿情形時(shí)機(jī)翼上相同位置的壓力系數(shù)，J越小就表示兩種情形越接近，那么，求支桿對(duì)馬赫數(shù)和迎角的影響量就成為了一個(gè)優(yōu)化問(wèn)題，即尋找一組(ΔM，Δα)，使得J最小，此(ΔM，Δα)即為一階支撐干擾量。事實(shí)上，流場(chǎng)扣除這個(gè)一階干擾之后，兩種情形之下模型附近的流場(chǎng)依然還有不同之處，其相比一階干擾而言是小量，可認(rèn)為是二階干擾量。

對(duì)于本文所討論的小展弦比飛翼標(biāo)模，由于其試驗(yàn)外形破壞的是尾部上表面收縮段，尾支桿也離上表面更近，因而選擇上表面外側(cè)作為由壓力系數(shù)計(jì)算壓力系數(shù)差的參考面，其具體范圍如圖19所示。

圖19 計(jì)算壓力系數(shù)差異所選用的參考表面Fig.19 Reference area

實(shí)踐過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，對(duì)于飛翼標(biāo)模，由于其尾部放大破壞面積較大，在馬赫數(shù)0.6、迎角4°時(shí)，擾動(dòng)前傳比較明顯，導(dǎo)致計(jì)算所得壓力系數(shù)差異在很大馬赫數(shù)范圍內(nèi)一直單調(diào)遞減，直到試驗(yàn)外形遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流M= 0.72時(shí)壓力系數(shù)差才達(dá)到極小值，即支撐干擾馬赫數(shù)影響量達(dá)到了0.12左右，這顯然是不合理的。進(jìn)一步研究發(fā)現(xiàn)，真實(shí)外形在M=0.6、迎角4°時(shí)的參考表面壓力分布與試驗(yàn)外形在M=0.72、迎角4°時(shí)的參考表面壓力分布確實(shí)更接近。究其原因，主要是由于飛翼標(biāo)模試驗(yàn)外形尾部破壞較大，在低馬赫數(shù)情況下，擾動(dòng)前傳比較明顯，且由于馬赫數(shù)較低，沒(méi)有激波的存在，此時(shí)壓力分布對(duì)馬赫數(shù)不是特別敏感，因此導(dǎo)致了試驗(yàn)外形M=0.72時(shí)的參考表面壓力分布碰巧與真實(shí)外形M=0.6時(shí)的參考表面壓力分布具有很高的相似度，但是把這馬赫數(shù)0.12的差量當(dāng)成是支撐干擾量明顯是不合適的，此時(shí)表面壓力系數(shù)差取到極小值只能說(shuō)明二者的壓力分布情況十分接近。

對(duì)于跨聲速情形，本文選擇馬赫數(shù)0.9、迎角2°進(jìn)行了研究。馬赫數(shù)0.9相比于馬赫數(shù)0.6時(shí)一個(gè)很大的不同之處在于激波的出現(xiàn)，而激波的出現(xiàn)使得壓力系數(shù)差對(duì)馬赫數(shù)和迎角變得更敏感，因而此時(shí)用此法可以成功將支撐干擾量分解為對(duì)馬赫數(shù)的影響和對(duì)迎角的影響。對(duì)若干離散的計(jì)算點(diǎn)經(jīng)過(guò)二次函數(shù)擬合得到近似的壓力系數(shù)差分布云圖如圖20所示，從圖20中可以看出，壓力系數(shù)差對(duì)于馬赫數(shù)的變化十分敏感，極小值出現(xiàn)在ΔM=0.02、Δα=0.1附近，即表示試驗(yàn)外形在馬赫數(shù)0.92、迎角2.1°附近與真實(shí)外形馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)表面壓力系數(shù)分布最為接近。

圖20 馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)的壓力系數(shù)差云圖Fig.20 ΔM vs.Δα at M=0.9，α=2°

5 結(jié) 論

在風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比的基礎(chǔ)上，用數(shù)值模擬方法研究了小展弦比飛翼標(biāo)模在0.6、0.9、1.5三個(gè)典型馬赫數(shù)下的支撐干擾特性，分別考慮了近場(chǎng)干擾和遠(yuǎn)場(chǎng)干擾，并基于表面壓力系數(shù)差異為準(zhǔn)則嘗試對(duì)近場(chǎng)干擾量進(jìn)行分解，得到有如下結(jié)論:

(1)亞聲速馬赫數(shù)0.6時(shí)，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾量約占總支撐干擾量的30%，升力系數(shù)約占20%。

(2)馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)，阻力系數(shù)遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾量占總支撐干擾量的40%，近場(chǎng)干擾使得激波位置前移，激波強(qiáng)度降低，遠(yuǎn)場(chǎng)干擾使激波位置進(jìn)一步前移，強(qiáng)度進(jìn)一步降低;近場(chǎng)干擾主要影響上表面的壓力，而遠(yuǎn)場(chǎng)干擾則會(huì)同時(shí)使得上下表面的壓力都升高，相比升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，阻力系數(shù)受遠(yuǎn)場(chǎng)干擾的影響更明顯;迎角18°時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾使得渦破裂位置前移，導(dǎo)致流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生劇變。

(3)超聲速馬赫數(shù)1.5時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾可以忽略。

(4)基于表面壓力系數(shù)差異將支撐干擾量分解的方法在亞聲速支撐干擾前傳明顯時(shí)不適用，在馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)求得近場(chǎng)支撐干擾使得馬赫數(shù)減小約0.02，迎角減小約0.1°，馬赫數(shù)1.5時(shí)用此法求得馬赫數(shù)和迎角的干擾量均約等于0。

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Support interference of low-aspect-ratio flying-wing from subsonic to supersonic speed

Su Jichuan*，Huang Yong，Li Yonghong，Zhong Shidong，Shan Jixiang
(China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China)

Support interferences of low-aspect-ratio flying-wing at M=0.6，0.9 1.5 are calculated by means of numerical simulation methods，both near-field interference and far-field interference are concerned，and attempt is made to analyse mean flow distortion distribution for the model.Results show that，drag coefficient and pitching moment coefficient of far-field interference account about 30%of the total support interference while lift coefficient account about 20%at M=0.6.For Mach number 0.9，angle of attack 2°，drag coefficient of far-field interference account 40%，and far-field interference make the vortex breakdown location move ahead at the angle of attack 18°.Far-field interference can be ignored at M =1.5.It’s hard to get the distortion of Mach number and angle of attack(!M and!α)at subsonic speed (M=0.6);when upstream become M=0.9，support interference affects the shock position，and the surface pressure coefficient differences are sensitive with Mach number，support interference decrease the Mach number for about 0.02 and decrease the angle of attack for 0.1°on the model surface.

flying wing;numerical simulation;support interference

V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0042

0258-1825(2015)03-0289-07

2014-11-04;

2015-03-30

蘇繼川*(1989-)，男，湖南新化人，助理工程師，研究方向:高速空氣動(dòng)力學(xué).E-mail:sujichuan@126.com

蘇繼川，黃勇，李永紅，等.小展弦比飛翼亞、跨、超聲速支撐干擾研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(3):289-295.

10.7638/kqdlxxb-2015.0042 Su J C，Huang Y，Li Y H，et al.Support interference of low-aspect-ratio flying-wing from subsonic to supersonic speed［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):289-295.