為探索挖掘前掠翼氣動(dòng)力優(yōu)勢(shì),構(gòu)建了一種串置式高速前掠翼布局研究模型,在來(lái)流馬赫數(shù)0. 8和-10°～+20°中小攻角范圍內(nèi),按RANS方法并選用可實(shí)現(xiàn)k-ε湍流模型,數(shù)值仿真其定常三維湍流場(chǎng)縱向氣動(dòng)力和受前后翼位置影響的變化特性。結(jié)果表明:在10°攻角后,串置式前掠翼基本模型獲得的升力系數(shù)比相應(yīng)單前掠翼的有所提高,而升阻比變化基本相同,串置翼基本模型在5°攻角時(shí)升阻比最大;在5°攻角之后,后翼下置串翼模型的升力系數(shù)比后翼上置和基本翼模型有所提高,而升阻比變化基本相同;在前后翼翼面附近繞流中捕捉到局部激波,并且翼根與機(jī)身交接區(qū)域可見(jiàn)有低速旋渦;串翼試飛模型平飛姿態(tài)穩(wěn)定并能做一定機(jī)動(dòng)飛行,串置式前掠翼模型構(gòu)建方案可行,仿真計(jì)算為后續(xù)進(jìn)一步開(kāi)展研究奠定了基礎(chǔ)。

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【文章目錄】：
1 串置式前掠翼模型
    1.1 模型研究方案
    1.2 計(jì)算域網(wǎng)格模型
2 基本模型氣動(dòng)仿真計(jì)算
3 前后翼位置影響仿真與模型試飛
    3.1 前后翼前后相對(duì)位置影響計(jì)算仿真
    3.2 后翼相對(duì)前翼上下位置影響計(jì)算仿真
    3.3 模型設(shè)計(jì)制作與試飛
4 結(jié)論



本文編號(hào)：3870097