涡升力乘波体发展研究综述

乘波飞行器在高超声速具有良好的气动性能,但偏离设计状态,气动性能则难以保持。为在宽速域范围能一直维持较好的气动性能,研究人员利用定平面形状乘波设计的优势,提出“涡升力”乘波设计。本文将涡升力乘波体的设计方法归纳为基于吻切理论的定前缘型线法、基于激波装配法的波导体法和基于给定激波面的投影法三大类,综述了涡升力乘波体在宽速域气动特性的相关研究进展,并对涡升力乘波体的后续研究提出建议。     

基于投影法的双后掠乘波体气动性能

双后掠布局能有效改善乘波体低速时的气动性能不足。为了获得双后掠乘波体,目前常采用的是定前缘型线的吻切锥乘波体设计方法,但该设计方法存在设计过程复杂,激波出口型线与理论不一致等问题。而采用直接投影获得双后掠乘波体的设计方法可以解决上述问题。为了系统研究基于投影法的双后掠乘波体的气动性能,使用CFD方法分析了采用该方法生成的双后掠乘波体在高超声速与低速时的气动性能。结果表明,该方法获得的乘波体在高超声速下的气动性能与定前缘型线的双后掠乘波体相当。且此方法仍保留了高超声速下"波效应"引起大攻角非线性升力、低速下"涡效应"有效提高升阻比等双后掠乘波体的优良气动特征,为基于投影法的双后掠乘波体的工程应用提供了指导。