高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局。最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾。为探究该气动布局在过渡流域(70~100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布。结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰。同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素。针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表明

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性,选取圆锥-圆台机体组合捕获翼概念构型,在马赫数0.3~3速域范围内,选取典型状态点,采用数值模拟在0°攻角条件下进行了计算和分析.结果表明,在整个速域范围内,由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小,因此二者之间的气动干扰最为明显,且沿展向逐渐减弱.同时,随马赫数增大,机体与捕获翼间的流场结构明显不同,具体表现为当Ma<0.5时,未出现流动分离现象,当Ma>0.5时,机体后段开始出现明显的流动分离,由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道,捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大;进入跨声速速域后,在捕获翼的影响下,流动分离更加明显,机体与捕获翼之间开始出现激波,并且与分离区相互作用,同时出现激波串,捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时,通道内激波位置基本到达机

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能,新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力,但在亚声速下的稳定特性还有待研究.基于高压捕获翼气动布局基本原理,在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼,设计了一种参数化高压捕获翼概念构型.以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,采用均匀试验设计、计算流体力学数值计算方法及Kriging代理模型方法,研究了0°~10°攻角状态下不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响,重点分析了升阻特性、纵向和横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等.结果表明,小攻角状态下翼反角对升阻比的影响比大攻角更加显著,捕获翼上反时,升阻比略微增大,下反则升阻比减小;三角翼上反时,升阻比减小,下反则升阻比先略微增大后缓慢减小;翼反角对纵向稳定性的总体影响较

高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈