“脊”形前体动态进入大攻角的旋涡演化及气动特性的计算研究

本项目瞄准新一代战斗机大攻角可控飞行这个重要的技术特点，以非常规气动布局的"脊"形前体为研究对象，针对大攻角湍流计算的困难，发展应用所构造的RANS/LES混合模型和实用化的高阶精度数值模拟方法，发展非定常NS方程与飞行器运动方程耦合的高效、高精度、保对称数值方法；计划通过精细的数值模拟，研究并比较"脊"形前体"静态"和"动态进入"大攻角时的旋涡演化和控制、相应气动特性规律、可能诱发的横侧向运动及控制技术等。通过研究，发展大攻角算法，掌握"脊"形前体快速机动经过大攻角时的涡流与气动特性规律，可为我国新一代机、弹设计、特别是控制系统的设计提供急需的参考依据，有十分重要的军事应用前景，同时也有重要的学术意义。

脊形前体具有大迎角横航向稳定性好、升阻比高、隐身性能优等特点，已经在先进战斗机设计中得到广泛应用。由于脊形前体大迎角绕流一般为多尺度湍流分离流，常规数值模拟方法难以准确模拟其流动结构，因而不同脊形前体构型几何参数（不同脊形角和上、下半截面不同高宽比）和来流参数对其流动结构与气动特性的影响研究尚不充分。.本研究针对对非对称极为敏感的细长体大攻角绕流问题，分析和发展了不引入关于子午面非对称的保对称算法，采用时空二阶精度的非定常数值模拟方法和IDDES湍流模拟方法，开展了对脊形前体大迎角非定常湍流分离流的精细模拟。选取研究模型为四个脊形前体构型（B1、B2、B3、B4）和一个相同宽度圆形横截面前体（B5），其中B1和B3的脊形角为7.5°，上下半高宽比相反；B2和B4的脊形角为90°，上下半高宽比相反；圆形横截面前体B5相当于脊形角为180°。由马赫数0.4气动特性随迎角的变化曲线可见，＜40时，脊形角越小，法向力系数越大，升阻比也越高，但不同脊形角其横侧向气动特性规律区别不大；>40以后，脊形角对升阻特性和横侧向气动特性的影响趋同，差别不大。由=40时不同构型的前体涡空间流场结构可以解释气动特性规律。相较于圆形截面前体，由于脊形前体涡更强，沿涡轴气流速度开始加速更快，从而逆压梯度也更大，导致脊形前体涡破裂的临界迎角小于圆形截面前体，也即脊形角越小，涡破裂前移；但脊形前体存在较强的二次涡，主涡破裂后法向力系数减小平缓，其失速特性明显优于圆形截面前体。研究还表明，当上高宽比大于下高宽比时，上体对左右涡干扰的隔离作用更强，可以推迟涡破裂。获得的研究结果有利于脊形前体在先进战斗机设计中的应用。