小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究

小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型, 前缘后掠角为65°, 展弦比为1.54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力, 在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理, 通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0.9时的流动特性, 分析了前缘涡的产生、发展直至破裂的整个过程, 结果表明:小展弦比飞翼标模在迎角4°开始出现涡升力;随着迎角增加, 前缘涡逐渐向内侧移动, 涡强和背风面激波的强度也逐渐增加, 前缘涡与激波发生交叉干扰并达到一个平衡流态;当前缘涡与激波无法维持既有平衡时则会发生涡破裂, 流场急剧变化以达到新的平衡, 从而导致升力突然下降并产生抬头力矩增量。