一种高升阻比非常规翼身融合燕尾气动布局 航空学报    2024, 45 (6): 629630-629630.   DOI: 10.7527/S1000-6893.2023.29630

图 21 V=67 m/s时不同迎角下机翼表面流线计算和丝线试验对比结果

正文中引用本图/表的段落

数值计算主要采用航空工业空气动力研究院研发的OVERSET数值计算平台［20］，主控方程为雷诺平均Navier-Stokes方程，计算湍流模型为SST（Shear Stress Transport）二方程模型，转捩预测采用e N 方法，同时进行流向T-S波不稳定性和横流C-F波稳定性分析。采用有限体积法，空间离散格式为二阶迎风Roe格式，时间推进方式采用LU-SGS（Low Upper Symmetric Gauss Seidel）隐式时间推进算法，同时采用2阶V循环多重网格技术加速收敛。计算网格采用全结构化网格，前后远场距离为机身长度的50倍，第1层网格高度为机翼平均气动弦长的2×10-6倍，y+<1.0，半模网格量在1 700万量级，图1为全机和翼梢表面网格示意图。本文数值计算方法与网格生成策略经过大量算例验证，具有较高的可信度［21］。

图21为风速67 m/s时（马赫数0.194、雷诺数5.2×105）不同迎角下机翼表面流线计算和丝线试验对比结果，可见在小迎角下机翼后缘存在小分离流动，随迎角增加机翼后缘分离越来越大，并且在机翼翼根后缘即机翼和机身融合处出现分离涡，其随迎角增加同样逐渐增大。

本文的其它图/表

• 图 1 气动计算数模表面网格
  
• 图 2 FX63-137计算与试验结果对比（V= 30 m/s）
  
• 图 3 非常规翼身融合气动设计方案外形三视图
  
• 图 4 翼型/机翼自动优化设计流程
  
• 图 5 优化截面展向位置
  
• 表1 截面优化变量取值范围
  
• 图 6 优化前后的截面及机翼对比
  
• 图 7 翼梢小翼几何外形
  
• 图 8 机身后体构型不同方案对比
  
• 图 9 机身后体优化过程典型状态阻力系数对比
  
• 图 10 翼身融合全机一体化优化设计外形
  
• 图 11 翼身融合区域优化前后表面流动分离对比
  
• 图 12 优化外形升阻比曲线
  
• 图 13 试验模型加工装配与气动舵面示意图
  
• 图 14 试验模型在风洞中的安装示意图
  
• 图 15 V=67 m/s典型工况纵向气动力试验结果（不同转捩位置）
  
• 图 16 典型工况横航向气动数据曲线
  
• 图 17 典型工况燕尾舵效风洞试验曲线
  
• 图 18 V=67 m/s时不同迎角下固定转捩测量结果
  
• 图 19 V=67 m/s时不同迎角下自由转捩测量结果
  
• 图 20 V=67 m/s时不同迎角下机翼自由转捩计算结果
  
• 图 22 机翼展向数据提取位置
  
• 图 23 V=67 m/s时14.56%展向站位不同迎角下燕尾表面压力分布对比