Numerical Study on Aerodynamic Characteristics of High-pressure Capturing Wing Configuration in Wide Speed Range

高超声速飞机是指飞行速度达到或者超过5马赫的一类飞行器，因其具备远程快速运输能力，近年来已成为国际上研究的热点问题。由于该类飞行器的飞行速度涵盖亚、跨、超和高超声速，这就要求在气动布局设计上需兼顾全速域下的气动性能，包括：高超声速巡航阶段的高升阻比需求，水平起降阶段的高升力需求和全速域范围内的稳定性匹配需求等，因此气动布局设计的难度较现有飞行器而言大幅增加，是高超声速飞机的核心关键技术之一。 高压捕获翼新型气动布局基于有益气动干扰，通过在飞行器上方合理增加一个上置翼，可在高超条件下同时获得高容积率、高升力和高升阻比，此外，相比传统单翼布局，该布局的双升力面设计可使起降阶段的升力获得明显提升，为宽速域飞行器的气动布局设计提供了一条新思路。而对于该类新型气动布局，由于外形复杂，飞行器各部件之间存在强烈的流动耦合作用，且在不同飞行速域和飞行姿态条件下，气动干扰类型和流场结构将呈现明显差异，直接影响到飞行器的气动性能。基于上述背景，本文采用数值模拟方法，对高压捕获翼气动布局在宽速域下的流动耦合特性及其对气动性能的影响机理开展了系统性研究。首先，重点围绕机体与捕获翼间的流动耦合特性，以一种单翼原理性构型开展研究。然后，在此基础上进一步考虑下翼面的影响，以一种双翼原理型构型开展研究。 本文主要研究结果和结论如下： 1)研究并揭示了机体与捕获翼间的流场拓扑结构随来流马赫数变化的演化过程，总结获得了不同速域内的主要气动干扰形式。具体如下：亚声速来流条件下，机体中后段的圆台上表面由于逆压梯度的存在出现流动分离，且分离区范围随来流马赫数增加而逐渐增大。当来流速度继续增大进入跨声速域时，在机体拐点后产生激波并且与分离区相互作用，在下游产生二次激波，导致捕获翼下表面出现明显的压力波动。随来流马赫数逐渐增大，机体与捕获翼之间的超声速范围增大，激波出现位置后移，分离区逐渐缩小，二次激波基本消失。在超声速来流条件下，捕获翼前缘激波作用于机体上表面并且发生反射，随来流马赫数的不断增加，在机体与捕获翼之间以此出现单次反射、二次反射和多次反射等不同的激波反射形式。此外，研究结果还表明高压捕获翼和机体之间的支撑结构在宽速域内对流场特性均未产生本质影响。 2)研究了机体尾截面形状变化对宽速域气动特性的影响。首先，机体尾截面展向适当变宽可在一定程度上可改善宽速域气动性能：亚声速来流条件下，机体中后段的圆台上表面逆压梯度减弱，流动分离得到明显抑制。随来流攻角增大，圆台上表面逆压梯度减弱，分离区逐渐消失；当攻角进一步增大时，受捕获翼垂向抑制的影响，机体尾截面展向变宽可加快圆台背风面分离涡消失进程，并且可延缓机体背风面横向绕流发展。跨声速来流条件下，随机体尾截面展向变宽，来流经过机体拐点后产生的激波逐渐减弱，分离区范围明显缩小，并且随攻角增大，机体尾截面展向变宽可加速分离区消失进程；超声速来流条件下，随机体尾截面展向变宽，机体拐点处产生的膨胀波逐渐减弱，捕获翼下表面压力系数逐渐增大，有益于提高升力特性。此外与椭圆形尾截面相比，采用椭圆顶圆角矩形尾截面使整机的升力系数和阻力系数进一步增大，亚声速和超声速来流条件下对捕获翼的气动特性和机体与捕获翼间的流场结构无显著影响；跨声速来流条件下，当攻角较大时，受到机体三维效应的影响，机体圆台上表面会出现局部的流动分离。 3)在参数化设计的基础上对双翼原理性构型开展了宽速域气动特性分析，研究了设计参数对气动性能的影响，结果表明，捕获翼与下翼面间距对于整机宽速域气动特性的影响最为显著。当翼间距较小时，在亚声速来流条件下，下翼面前缘诱发的边条涡强度随攻角增大而增强，逐渐向后发展并影响捕获翼下表面，削弱捕获翼的增升效果；跨声速来流条件下，捕获翼与下翼面之间的激波将同时作用与捕获翼下表面和下翼面上表面，同样削弱增升效果；超声速来流条件下，捕获翼前缘激波作用在下翼面上表面，随来流马赫数增大，激波面逐渐扫过下翼面。导致与参考构型相比，双翼布局的高升力系数优势无法体现。当将捕获翼和下翼面的装配攻角适当增加，等效于两个翼面间距适当增大，两翼面之间的气动干扰逐渐减弱，捕获翼的增升效果改善，双翼原理性构型的高升力优势明显。 4)研究了双翼原理性构型中翼面几何形状对整机宽速域气动特性的影响。结果表明，随下翼面后掠角增大，捕获翼受到的遮挡效应减弱，捕获翼贡献的升/阻力系数系数增大，但整体的升/阻力系数和升阻比均减小。下翼面后掠角增大，亚声速时，下翼面产生的边条涡强度降低，对捕获翼的干扰减弱；跨声速时，随下翼面后掠角较大时，捕获翼前缘激波对下翼面无直接影响；超声速时，捕获翼前缘激波对下翼面的干扰区范围缩小，但干扰区内物面压力逐渐增大。随捕获翼后掠角增大，翼身组合体贡献的升/阻力系数略有增大，但整体的升/阻力系数略有减小升阻比基本保持不变。捕获翼后掠角增大，亚声速时，对下翼面无明显的影响；跨声速时，捕获翼前缘激波强度减弱位置后移，并且翼间流道内马赫数减小；超声速时，捕获翼前缘激波随捕获翼后掠角增大而减弱，在下翼面上的作用点逐渐后移，干扰区逐渐缩小，加速了激波面扫过下翼面的干扰进程。此外整机升/阻力系数与总俯视投影面积正相关，并且俯视投影面积变化量相同时，翼身组合体俯视投影面积变化对气动力的影响较捕获翼更加敏感。 本文的研究工作为高超声速飞机气动构型设计提供了一条新思路，相关结果可对工程设计提供理论指导和数据支撑。