小展弦比飛翼跨聲速典型流動(dòng)特性研究

蘇繼川，黃 勇，鐘世東，李永紅

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)

小展弦比飛翼跨聲速典型流動(dòng)特性研究

蘇繼川*，黃 勇，鐘世東，李永紅

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)

小展弦比飛翼標(biāo)模為國(guó)內(nèi)自主設(shè)計(jì)的融合體飛翼通用研究模型，前緣后掠角為65°，展弦比為1.54。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明小展弦比飛翼標(biāo)模在跨聲速迎角4°開(kāi)始出現(xiàn)非線(xiàn)性升力，在迎角12°至16°范圍內(nèi)會(huì)出現(xiàn)升力突然下降、俯仰力矩突然上揚(yáng)的現(xiàn)象。為了分析該現(xiàn)象的機(jī)理，通過(guò)數(shù)值模擬的方法研究了小展弦比飛翼標(biāo)模在馬赫0.9時(shí)的流動(dòng)特性，分析了前緣渦的產(chǎn)生、發(fā)展直至破裂的整個(gè)過(guò)程，結(jié)果表明:小展弦比飛翼標(biāo)模在迎角4°開(kāi)始出現(xiàn)渦升力;隨著迎角增加，前緣渦逐漸向內(nèi)側(cè)移動(dòng)，渦強(qiáng)和背風(fēng)面激波的強(qiáng)度也逐漸增加，前緣渦與激波發(fā)生交叉干擾并達(dá)到一個(gè)平衡流態(tài);當(dāng)前緣渦與激波無(wú)法維持既有平衡時(shí)則會(huì)發(fā)生渦破裂，流場(chǎng)急劇變化以達(dá)到新的平衡，從而導(dǎo)致升力突然下降并產(chǎn)生抬頭力矩增量。

飛翼;小展弦比;流動(dòng)特性;渦破裂

0 引 言

飛翼布局取消了常規(guī)布局中的垂尾和平尾等部件，因而提升了氣動(dòng)效率，而且還具有優(yōu)良的隱身能力和結(jié)構(gòu)性能［1］，但是，安定面缺失和操縱效能不足等問(wèn)題在很長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)限制了飛翼布局的發(fā)展。隨著現(xiàn)代控制技術(shù)的發(fā)展和新的設(shè)計(jì)理念的出現(xiàn)，飛翼布局的缺陷能夠在一定范圍之內(nèi)得到有效抑制，這使得飛翼布局逐漸走向?qū)嵱没蔀榭赡?，美?guó)的B-2遠(yuǎn)程轟炸機(jī)是大展弦比飛翼布局成功應(yīng)用的典型案例。近年來(lái)，世界各國(guó)競(jìng)相開(kāi)展無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)(UCAV)的研制，如美國(guó)的X-45A/B/C、X-47A/B，歐洲多國(guó)研制的“神經(jīng)元”和英國(guó)的雷神無(wú)人機(jī)等，這些無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)都不約而同地采用了中等展弦比飛翼布局，飛翼布局所受的重視程度由此可見(jiàn)一斑。與此同時(shí)，歐美各國(guó)推出了多個(gè)具有飛翼布局特征的通用研究模型，如洛克希德·馬丁公司設(shè)計(jì)的ICE飛翼布局新型控制面模型［2］、波音公司設(shè)計(jì)的UCAV1301/1302/1303飛翼布局系列［3］、歐洲主導(dǎo)美國(guó)參與的SACCON通用飛翼研究布局［4］等，基于對(duì)這些飛翼布局通用研究模型流動(dòng)機(jī)理的研究，可以獲得類(lèi)似的飛翼布局飛機(jī)的典型流動(dòng)特性，為無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的研制提供技術(shù)支撐。從公開(kāi)的文獻(xiàn)資料看，國(guó)內(nèi)對(duì)飛翼布局已經(jīng)就布局概念設(shè)計(jì)、開(kāi)裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、噴流控制等若干問(wèn)題開(kāi)展了研究［5-8］，但沒(méi)有統(tǒng)一的通用飛翼布局外形研究平臺(tái)，尚未形成完整的研究體系。

眾所周知，通過(guò)減小展弦比、增大前緣后掠角可以減小超聲速飛行時(shí)的激波阻力，而未來(lái)飛行器更高的飛行速度需求會(huì)促使飛翼布局朝著小展弦比的方向發(fā)展，為此，國(guó)內(nèi)有關(guān)研究機(jī)構(gòu)自主設(shè)計(jì)了小展弦比飛翼標(biāo)模，作為小展弦比融合體飛翼外形的通用研究平臺(tái)。該模型在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心1.2m亞跨超聲速風(fēng)洞完成了常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明小展弦比飛翼標(biāo)模在跨聲速迎角4°開(kāi)始出現(xiàn)非線(xiàn)性升力，在迎角12°至16°范圍內(nèi)會(huì)出現(xiàn)升力突然下降、俯仰力矩曲線(xiàn)突然上揚(yáng)的現(xiàn)象。為了分析該現(xiàn)象的機(jī)理，采用CFD方法研究分析了小展弦比飛翼標(biāo)模在馬赫0.9時(shí)的典型流動(dòng)特性，主要以渦升力為出發(fā)點(diǎn)，分析了渦的產(chǎn)生、發(fā)展直至破裂的整個(gè)過(guò)程。

1 數(shù)值模擬方法

小展弦比飛翼標(biāo)模具有65°前緣后掠角，采用變前緣設(shè)計(jì)方法，后緣后掠角為±47°，展弦比為1.54，幾何外形如圖1所示。針對(duì)該標(biāo)模的試驗(yàn)外形生成了一套總網(wǎng)格數(shù)量為800萬(wàn)量級(jí)的計(jì)算網(wǎng)格，采用OH型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，網(wǎng)格遠(yuǎn)場(chǎng)距離物面的距離均大于模型全長(zhǎng)的十倍。通過(guò)前期研究發(fā)現(xiàn)模型空腔的模擬與否對(duì)結(jié)果的影響很小，可以忽略，因而本次研究并沒(méi)有模擬模型空腔。網(wǎng)格結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 小展弦比飛翼標(biāo)模Fig.1 Low-aspect-ratio flying-wing

數(shù)值求解采用的控制方程為雷諾平均N-S方程，空間離散方法為有限體積法，空間無(wú)粘通量采用ROE格式進(jìn)行離散，粘性通量采用二階中心差分格式離散，時(shí)間項(xiàng)采用隱式LU-SGS方法求解。為了加快收斂速度，還采用了局部時(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格技術(shù)。湍流模型為k-ω SST二方程模型。物面采用無(wú)滑移邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)采用無(wú)反射邊界條件。

圖2 網(wǎng)格Fig.2 Grids

計(jì)算無(wú)量綱系數(shù)所采用的參考面積為0.234 m2，縱向參考長(zhǎng)度和雷諾數(shù)參考長(zhǎng)度都是平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.503 2 m，參考重心為45%平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)處，計(jì)算馬赫數(shù)為0.9，雷諾數(shù)為8.7×106，上述參數(shù)都與風(fēng)洞試驗(yàn)保持一致。計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比驗(yàn)證詳見(jiàn)下一節(jié)。

2 基本升力特性分析與驗(yàn)證

65°平板三角翼作為一個(gè)廣為人知的公開(kāi)外形，前人已對(duì)其進(jìn)行了大量研究［9-11］。65°平板三角翼的典型氣動(dòng)特性是機(jī)翼背風(fēng)面受前緣渦的影響會(huì)出現(xiàn)一個(gè)低壓區(qū)，從而產(chǎn)生渦升力，跨聲速時(shí)前緣渦會(huì)在迎角22°至26°范圍內(nèi)發(fā)生渦破裂導(dǎo)致升力突然下降、俯仰力矩曲線(xiàn)突然上揚(yáng)。本文所研究的小展弦比飛翼標(biāo)模其前緣后掠角同樣為65°，因而具有與65°三角翼相似的一些氣動(dòng)特性，可以采取一些類(lèi)似的手段來(lái)分析其異同。

馬赫數(shù)0.9時(shí)升力系數(shù)隨迎角的變化曲線(xiàn)如圖3所示。圖3中三條曲線(xiàn)分別表示小展弦比飛翼標(biāo)模的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果、CFD計(jì)算結(jié)果以及NASA的65°平板三角翼的試驗(yàn)結(jié)果［9］。從圖3中可以看出，飛翼標(biāo)模的零升迎角為負(fù)值，相比平板三角翼小2°左右，這是由于飛翼標(biāo)模的截面翼型具有彎度所致。對(duì)于飛翼標(biāo)模，在迎角4°以前，升力系數(shù)保持較好的線(xiàn)性度，迎角4°以后開(kāi)始出現(xiàn)明顯的渦升力，在所研究的迎角范圍內(nèi)，飛翼標(biāo)模的升力非線(xiàn)性現(xiàn)象相比平板三角翼更明顯。此外，飛翼標(biāo)模在某一特定迎角范圍出現(xiàn)升力突然下降，此現(xiàn)象類(lèi)似于平板三角翼，但出現(xiàn)此現(xiàn)象的迎角小于平板三角翼的渦破裂迎角，且計(jì)算得到的臨界迎角與試驗(yàn)結(jié)果也有較大差異。

為了更詳細(xì)地觀察渦升力的變化，采用波爾豪森［12］(Polhamus)提出的前緣吸力比擬法將升力分解為位流升力和渦升力之和，公式描述為:

其中，CLp表示位流升力系數(shù)，CLv表示渦升力系數(shù)。由于飛翼標(biāo)模的截面翼型具有彎度，0°迎角時(shí)升力不為0，因此本文對(duì)波爾豪森提出的升力分解公式作了部分修正，增加了一個(gè)表示0°迎角升力系數(shù)的常數(shù)項(xiàng)CL0，使其更加適應(yīng)于本文所討論的問(wèn)題。最終位流升力系數(shù)的計(jì)算公式為:

而渦升力系數(shù)表達(dá)式則沿用經(jīng)典前緣吸力比擬法的結(jié)果:

按照上述方法得到的渦升力系數(shù)曲線(xiàn)如圖4所示。從圖4中可以發(fā)現(xiàn)，平板三角翼在小迎角時(shí)即有渦升力出現(xiàn)，逐漸增加直到22°渦破裂;而飛翼標(biāo)模在迎角小于4°時(shí)幾乎沒(méi)有渦升力，迎角大于4°以后渦升力急劇上升，隨著迎角逐漸增大，CFD結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果分別在迎角18°和12°出現(xiàn)渦升力突然下降，不論CFD還是試驗(yàn)得到的臨界迎角都明顯小于平板三角翼的臨界值。為了進(jìn)一步研究其原因，需對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行深入分析。

圖3 升力系數(shù)Fig.3 Lift coefficient

圖4 渦升力系數(shù)Fig.4 Vortex lift coefficient

CFD與試驗(yàn)結(jié)果得到的臨界迎角差異較大的原因，主要是由于渦破裂包含了非常復(fù)雜的流動(dòng)，目前尚沒(méi)有可靠的數(shù)值模擬方法能夠準(zhǔn)確捕捉渦破裂臨界迎角，即使采用同一模型在不同風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)也難以獲得一致的結(jié)果，尤其是在跨聲速時(shí)由于激波的出現(xiàn)進(jìn)一步增加了流動(dòng)的復(fù)雜程度?？紤]到CFD方法捕捉到的規(guī)律與試驗(yàn)類(lèi)似，且在迎角小于12°和大于20°的計(jì)算范圍內(nèi)CFD結(jié)果與試驗(yàn)值吻合良好，又由于CFD得到的流場(chǎng)信息遠(yuǎn)多于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，因此，本文采用CFD方法對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模的典型流動(dòng)特性開(kāi)展進(jìn)一步研究。

3 渦的產(chǎn)生、發(fā)展和破裂

3.1 旋渦判別準(zhǔn)則

Hunt［13］在1988年提出了一種判別渦結(jié)構(gòu)的方法，其基本表達(dá)式是:

3.2 渦的產(chǎn)生和發(fā)展

前文由升力系數(shù)曲線(xiàn)推斷飛翼標(biāo)模在迎角大于4°以后開(kāi)始產(chǎn)生渦升力，通過(guò)對(duì)表面和空間流線(xiàn)的觀察可以證實(shí)這一結(jié)論。從圖5中可以發(fā)現(xiàn)，迎角4°時(shí)在翼稍附近開(kāi)始有局部分離。隨著迎角的增大，到迎角6°時(shí)，從圖6可以看出，分離位置迅速前移，前緣分離點(diǎn)已經(jīng)移動(dòng)至前緣半徑發(fā)生明顯變化的位置，分離區(qū)受渦的影響有明顯的展向流動(dòng)，并形成低壓帶，使得升力增加。

此外，從圖5和圖6中表面壓力系數(shù)分布可以看出，在沿流向X/Cr=0.7位置出現(xiàn)了一道明顯的激波。

圖5 迎角4°時(shí)的流線(xiàn)和壓力云圖Fig.5 Streamlines and Cpat α=4°

圖6 迎角6°時(shí)的流線(xiàn)和壓力云圖Fig.6 Streamlines and Cpat α=6°

隨著迎角的繼續(xù)增大，主渦向內(nèi)移動(dòng)，分離區(qū)逐漸增大，渦升力持續(xù)增加。由圖7可以看出，迎角12°時(shí)，機(jī)頭處厚度較大的區(qū)域使得流線(xiàn)發(fā)生偏移，分離區(qū)受到擠壓。在主渦外側(cè)，可以觀察到二次分離線(xiàn)和再附線(xiàn)，說(shuō)明此時(shí)已有較明顯的二次渦產(chǎn)生。另一方面，由于機(jī)頭前緣較尖，率先卷起一個(gè)小渦，在X/ Cr=0.3處，由于前緣半徑的急劇變化，渦的形態(tài)也明顯改變，機(jī)頭較尖的前緣起到了類(lèi)似邊條翼的作用效果。通過(guò)流線(xiàn)圖和Q等值面(圖8)可以觀察到自機(jī)頭拖出的小渦匯入后面的主渦并互相纏繞在一起，同時(shí)，后緣外側(cè)卷起一個(gè)與主渦旋轉(zhuǎn)方向相反的小渦，在后緣翼稍處形成一個(gè)低壓區(qū)，提供一部分升力。

圖7 迎角12°時(shí)的流線(xiàn)和壓力云圖Fig.7 Streamlines and Cpat α=12°

圖8 迎角12°時(shí)的Q=3等值面圖Fig.8 ISO-surface of Q=3 at α=12°

圖9顯示的是迎角12°時(shí)沿流向的密度梯度等值面，此時(shí)可以清晰觀察到沿流向的兩道激波，其中強(qiáng)度較大的激波依然位于X/Cr=0.7的位置。而較弱的第一道激波位于X/Cr=0.3處，正是這道激波的存在使得該處物面的深藍(lán)色低壓區(qū)被小部分高壓帶隔斷。

圖9 迎角12°時(shí)的密度梯度等值面Fig.9 ISO-surface of density gradient α=12°

總之，在跨聲速范圍內(nèi)，隨著激波的出現(xiàn)，前緣渦的結(jié)構(gòu)與激波的位置和形態(tài)聯(lián)系緊密，必須綜合考慮二者的相互作用關(guān)系。

3.3 渦破裂現(xiàn)象

當(dāng)迎角增大到某一臨界值時(shí)，前緣渦在背風(fēng)面發(fā)生破裂，且破裂位置會(huì)隨迎角的增大突然向前移動(dòng)，與此同時(shí)，激波位置也會(huì)突然前移，渦破裂的軸向位置與內(nèi)側(cè)激波出現(xiàn)的位置基本平齊，從圖10和圖11可以清晰觀察到內(nèi)側(cè)激波后的黃色高壓帶，外側(cè)渦破裂之后的區(qū)域壓力也迅速升高，且在迎角12°時(shí)可以清晰觀察到的后緣小渦此時(shí)也發(fā)生了顯著變化，對(duì)機(jī)翼背風(fēng)面已經(jīng)幾乎沒(méi)有影響，正是機(jī)翼背風(fēng)面壓力的顯著變化直接導(dǎo)致了全機(jī)升力突然下降并伴隨俯仰力矩曲線(xiàn)突然上揚(yáng)。

圖11中繪制的軸向速度U=0的等值面清晰顯示了渦破裂后出現(xiàn)的回流區(qū)域。圖12為迎角20°時(shí)沿流向的密度梯度等值面，可以發(fā)現(xiàn)，在渦破裂的位置，激波與前緣渦發(fā)生了較強(qiáng)的交叉干擾，此處有較明顯的密度變化。

圖10 迎角20°時(shí)的Q=3等值面圖Fig.10 ISO-surface of Q=3 at α=20°

圖11 迎角20°時(shí)的流線(xiàn)和U=0等值面Fig.11 Streamlines and ISO-surface of U=0 at α=20°

圖12 迎角20°時(shí)的密度梯度等值面Fig.12 ISO-surface of density gradient α=20°

圖13和圖14分別選取了對(duì)稱(chēng)面和η=0.3兩個(gè)展向位置在不同迎角時(shí)的表面壓力系數(shù)進(jìn)行對(duì)比?？梢园l(fā)現(xiàn)，迎角6°、12°和18°時(shí)，尚未達(dá)到臨界迎角，三者的流態(tài)是類(lèi)似的，順著流向看，流場(chǎng)首先在機(jī)頭處經(jīng)歷一道激波，繞過(guò)機(jī)頭時(shí)，上表面壓力系數(shù)迅速降低，然后在X/Cr=0.3附近經(jīng)歷一道較弱的激波，接下來(lái)是一段平臺(tái)區(qū)，直到X/Cr=0.65附近流場(chǎng)再一次加速，壓力下降，然后在X/Cr=0.7處遭遇一道較強(qiáng)的激波，壓力迅速上升。當(dāng)迎角超過(guò)臨界迎角之后，其表面壓力系數(shù)相比前幾個(gè)迎角發(fā)生了質(zhì)的變化。迎角20°時(shí)，X/Cr=0.56處出現(xiàn)了一道明顯的激波，X/Cr=0.7處的激波相比之前的三個(gè)迎角則明顯弱了很多，但是在X/Cr=0.8附近又產(chǎn)生了一道激波，迎角22°時(shí)的流態(tài)與20°時(shí)的流態(tài)類(lèi)似，只是第一道激波的位置稍有前移。

圖13 對(duì)稱(chēng)面壓力系數(shù)分布Fig.13 Cpdistribution along streamwise at η=0

圖14 η=0.3處壓力系數(shù)分布Fig.14 Cpdistribution along streamwise at η=0.3

圖15選取了升力突降之前的迎角18°和升力突降之后的迎角20°的渦核區(qū)域軸向速度進(jìn)行對(duì)比。圖16和圖17則是表示迎角18°和20°時(shí)渦核處的壓力系數(shù)和馬赫數(shù)分布情況?？梢园l(fā)現(xiàn)，在X/Cr=0.4附近，渦核經(jīng)歷了一小段逆壓區(qū)，依據(jù)前文的分析，此處應(yīng)是經(jīng)歷了一道激波。對(duì)于迎角18°，渦核在經(jīng)歷X/Cr=0.4處的弱激波之后，一直保持著順壓梯度直到X/Cr=0.7附近，軸向速度也直到X/Cr=0.7附近才出現(xiàn)下降，而迎角20°時(shí)，渦核在X/Cr=0.56附近遭受了較強(qiáng)的逆壓梯度，軸向速度開(kāi)始明顯下滑，從圖17中還可以發(fā)現(xiàn)，在遭受強(qiáng)逆壓梯度之前，渦核內(nèi)的流速已經(jīng)達(dá)到超聲速，最大馬赫數(shù)超過(guò)1.4。

已有研究表明［15-18］，流向激波對(duì)渦的軸向速度影響較大而對(duì)周向速度影響較小，軸向速度降低后，渦的穩(wěn)定性會(huì)降低直至破裂。

Rossby參數(shù)可用于衡量渦的穩(wěn)定性，其基本定義如下:

圖15 渦核軸向速度分布Fig.15 U-velocity distribution through vortex cores

圖16 渦核壓力系數(shù)分布Fig.16 Cpdistribution through vortex cores

圖17 渦核馬赫數(shù)分布Fig.17 Mach number distribution through vortex cores

上式中U表示渦核的軸向速度，Ur表示渦核的周向速度，Ro值越大表明渦越穩(wěn)定。工程中獲得Ro值的方法尚未統(tǒng)一，既有采用渦核區(qū)域最大軸向速度和最大周向速度相除的方法［17］，也有采用平均速度的方法［19］。對(duì)于渦核區(qū)域的定義也不盡相同，Robinson［19］對(duì)65°平板三角翼研究時(shí)得出一個(gè)經(jīng)驗(yàn)值，即取渦核中心距物面距離的20%作為渦核區(qū)域的半徑可以得到較為理想的結(jié)論。

對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模的分析實(shí)踐中發(fā)現(xiàn)，受機(jī)身厚度變化和前緣半徑變化等因素的影響，其前緣渦的形狀相比平板三角翼更復(fù)雜，軸向速度并不相對(duì)渦軸周向?qū)ΨQ(chēng)。若采用最大速度的方法進(jìn)行計(jì)算，則Ro值的大小對(duì)渦核區(qū)域的選取十分敏感，會(huì)引入較大誤差，而采用平均值的方法則可靠性較高。另一方面，相對(duì)平板三角翼而言，小展弦比飛翼標(biāo)模受前緣和機(jī)身厚度等因素的影響，其前緣渦離物面更近，若參照Robinson［19］的方法取渦核中心距物面距離的20%作為渦核區(qū)域的半徑，則前緣渦的影響范圍未能得到充分體現(xiàn)。經(jīng)過(guò)多次嘗試和折衷，最終選取渦核距物面長(zhǎng)度的40%作為飛翼標(biāo)模的渦核半徑，得到的結(jié)果如圖18所示。從圖18可以看出，迎角18°時(shí)，在X/Cr=0.4附近，受弱激波的影響，前緣渦穩(wěn)定度略有波動(dòng)，但并未發(fā)生破裂，X/Cr=0.45至X/Cr=0.7附近，前緣渦的穩(wěn)定度略有提升，結(jié)合前文的分析，渦核在這一段區(qū)域剛好經(jīng)歷了一段順壓梯度，因而前緣渦的穩(wěn)定度得到提升也是合理的。迎角20°時(shí)，值在X/Cr=0.56附近開(kāi)始急劇下降，這意味著前緣渦已破裂。

圖18 迎角18°和迎角20°時(shí)Rossby參數(shù)對(duì)比Fig.18 Rossby number at α=18°and α=20°

4 結(jié) 論

通過(guò)數(shù)值模擬研究了小展弦比飛翼標(biāo)模的跨聲速典型氣動(dòng)特性，主要以渦升力為出發(fā)點(diǎn)，分析了渦的產(chǎn)生、發(fā)展直至破裂的整個(gè)過(guò)程，并著重解釋了小展弦比飛翼標(biāo)模風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中跨聲速升力突然下降的原因。

結(jié)果表明:馬赫0.9時(shí)，飛翼標(biāo)模在迎角4°開(kāi)始出現(xiàn)渦升力;渦核內(nèi)流動(dòng)達(dá)到超聲速，渦強(qiáng)隨著迎角增加而增加，并向內(nèi)側(cè)移動(dòng)，激波強(qiáng)度也逐漸增加，前緣渦與激波發(fā)生交叉干擾;當(dāng)前緣渦與激波無(wú)法維持既有平衡時(shí)則會(huì)發(fā)生渦破裂，流場(chǎng)急劇變化以達(dá)到新的平衡，從而導(dǎo)致升力突然下降并產(chǎn)生抬頭力矩增量。

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Research on flow characteristics of low-aspect-ratio flying-wing at transonic speed

Su Jichuan*，Huang Yong，Zhong Shidong，Li Yonghong
(High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China)

The low-aspect-ratio flying-wing configuration was designed as a common research model in China，wind tunnel test results show lift force experience a sudden decrease at M=0.9 as the angle of attack between 12°and 16°，numerical methods are also used to investigate this behavior in detail.The generation，development，and breakdown of vortex are all concerned.Results show that the flying-wing generates vortex lift at α=4°，Shock/vortex interaction is responsible at transonic speed，as the angle of attack increases.As long as the shock is strong enough to break the balance between shock and vortex，vortex breakdown would occur and new balance mechanism would set up.

flying-wing;low-aspect-ratio;flow characteristics;vortex breakdown

V211.41;V224

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0054

0258-1825(2015)03-0307-07

2014-11-14;

2015-03-30

蘇繼川*(1989-)，男，湖南新化人，助理工程師，研究方向:高速空氣動(dòng)力學(xué).E-mail:sujichuan@126.com

蘇繼川，黃勇，鐘世東，等.小展弦比飛翼跨聲速典型流動(dòng)特性研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(3):307-312.

10.7638/kqdlxxb-2015.0054 Su J C，Huang Y，Li Y H，et al.Research on flow characteristics of low-aspect-ratio flying-wing at transonic speed［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):307-312.