基于改进的k-ω-γ转捩模式预测高超声速飞行器气动特性

简介

为验证边界层转捩对高超声速飞行器气动特性的影响,采用改进的k-ω-γ转捩模式对类X-51A高超声速飞行器进行了全机边界层转捩预测。不仅系统分析了飞行攻角和雷诺数对边界层转捩的影响规律,同时研究了边界层转捩对飞行器气动力和进气道性能的影响。发现边界层转捩对飞行器升力系数和俯仰力矩系数影响较小,对阻力系数影响较大。针对本文算例,全层流计算较转捩计算预测的阻力系数偏低可达20%~30%。此外,边界层转捩可减小高超声速飞行器前体压缩面拐角处的分离,降低喉道截面马赫数、提高增压比。以上研究结果可为高超声速飞行器的控制系统和推进系统设计提供技术参考,显示了改进的k-ω-γ转捩模式具有较大的工程应用潜力。