雙后掠乘波體高超聲速試驗與數(shù)值分析

劉傳振,孟旭飛,劉榮健,白鵬

中國航天空氣動力技術(shù)研究院,北京 100074

乘波體概念自提出以來,因其高超聲速階段的高升阻比特性吸引了人們的廣泛關(guān)注。1959年,Nonweiler首先提出了楔形流場乘波體,1960年代,Jones等使用錐形流場進行設(shè)計,有效提高了容積率,后續(xù)有研究使用其他的基準(zhǔn)流場,比如攻角錐、橢圓錐流動、一般三維流動等,擴大了設(shè)計空間。

1990年,Sobieczky等提出密切錐方法,提高了設(shè)計靈活性,有效擴大了設(shè)計空間,可以生成很多具有特殊性質(zhì)的乘波體。其中,給定平面形狀設(shè)計乘波體成為密切錐方法發(fā)展的重要方向。2005—2011年,洛馬公司的Rodi從密切錐方法出發(fā),提出了定后掠角乘波體,為定平面形狀乘波體的設(shè)計提供了思路。段焰輝等給出了定后掠角乘波體的具體實現(xiàn)。Konstantinos等實現(xiàn)了給定三維前緣線的乘波體設(shè)計。設(shè)定乘波體的平面形狀,有望改善乘波體的性能缺陷,比如低速性能不好、縱向穩(wěn)定性不足等,生成具有良好寬速域性能的外形,具有良好的應(yīng)用潛力。Zhao等等根據(jù)Rodi的方法生成一種尖頭后掠乘波體外形,結(jié)合渦升力改善了低速性能。筆者也提出過一種雙后掠乘波體,發(fā)現(xiàn)這種外形在保證高超聲速高升阻比的同時,低速性能較好,縱向穩(wěn)定性也有所提升。

乘波體性能的驗證之前主要通過計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD)手段,流場模擬表明乘波體下表面的流動很好地復(fù)現(xiàn)了基準(zhǔn)流場,而且性能也可達到預(yù)期。但僅有數(shù)值模擬無法完全確定性能分析的準(zhǔn)確度,有學(xué)者開展過風(fēng)洞試驗,比如針對鈍化前緣乘波體、修改上表面擴容的乘波體飛行器、三維流場乘波體等,不過總起來說,這種工作還比較少。

本文在文獻[19]的基礎(chǔ)上,構(gòu)建雙后掠乘波體風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?開展設(shè)計馬赫數(shù)狀態(tài)的高超聲速風(fēng)洞試驗,分析前緣鈍化影響、升阻力特性、縱向穩(wěn)定性等。通過對比不同外形,并結(jié)合數(shù)值模擬技術(shù),驗證設(shè)計方法和設(shè)計外形的有效性,推進雙后掠乘波體的工程實用。

1 外形及模型

1.1 定平面形狀乘波體設(shè)計

采用由密切錐方法發(fā)展的定平面形狀乘波體設(shè)計方法設(shè)計進行風(fēng)洞試驗的外形。在密切錐方法中,有2條設(shè)計曲線：激波出口型線(Inlet Capture Curve, ICC),決定了激波的出口形狀；流線追蹤起始線(Flow Capture Tube, FCT),表示流線追蹤的起始投影線。

設(shè)計曲線ICC、FCT與所生成乘波體的俯視圖平面形狀輪廓線(Planform Contour Line, PCL)存在幾何關(guān)聯(lián)。選擇標(biāo)準(zhǔn)坐標(biāo)系。ICC、FCT、PCL分別由3個函數(shù)、、表示,則函數(shù)、、之間的幾何關(guān)系表達式為

(1)

式中：為錐形流激波角,具體推導(dǎo)可參考文獻[23]。ICC、FCT、PCL在半展長處交于一點,因此設(shè)定邊界條件為()=()=()。

微分方程組(1)建立了密切錐方法的設(shè)計參數(shù)ICC、FCT與乘波體平面形狀PCL之間的幾何關(guān)系。觀察式(1),、為2個未知數(shù),為已知量,根據(jù)微分方程理論,只要已知函數(shù)、、中的2個,第3個就可以求出。于是存在3種情況：① 已知和,求；② 已知和,求；③ 已 知和,求。情況 ①、情況 ③ 就是定制平面形狀生成乘波體外形的方法：考慮到函數(shù)和是乘波體前緣線分別在正視圖和俯視圖方向的投影,情況 ② 可以看作給定三維前緣線設(shè)計乘波體。式(1)可以通過數(shù)值求解,具體見文獻[23]。

1.2 雙后掠乘波體風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?/h3>

根據(jù)式(1)生成雙后掠乘波體外形。具體做法是事先給定一個雙后掠平面形狀輪廓線PCL,并將FCT設(shè)定為水平直線,求解式(1)得到ICC；再將ICC、FCT作為設(shè)計曲線輸入密切錐方法,即可獲得給定雙后掠平面形狀的乘波體外形。

分別設(shè)計了彎頭雙后掠(BEND)、尖頭雙后掠(CUSP)乘波體外形開展數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗。BEND外形在馬赫數(shù)=5狀態(tài)下設(shè)計,2個后掠角分別為73°、50°,設(shè)計激波角=15°。

圖1(a)給出了BEND外形的設(shè)計曲線FCT、ICC,其中為翼展,為飛行器外形高度。ICC通過求解式(1)得到,外形如圖1(b) 所示。CUSP外形在=8狀態(tài)下設(shè)計,2個后掠角分別為75°、50°,頭部尖銳。為了與BEND外形有相似容積率,設(shè)計激波角=12°。

圖1 生成BEND外形的設(shè)計曲線Fig.1 Design curves of BEND configuration

為了對比,增加一個單后掠乘波體SINGLE。SINGLE與CUSP外形類似,設(shè)計狀態(tài)=8,外形頭部尖銳,與CUSP有相同的長度和平面投影面積,后掠角為63.5°。為了保證與CUSP外形具有相同的容積率(容積的2/3次方與平面投影面積的比值),調(diào)整=11.15°。3個外形的尺寸見表1,試驗和計算的參考面積與參考長度均為各自外形的平面投影面積和全長。

由這3個外形的數(shù)模設(shè)計加工風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?材質(zhì)為不銹鋼,并增加支桿配合天平安裝。天平使用常規(guī)內(nèi)式六分量測力天平,設(shè)計載荷和校準(zhǔn)度相對誤差如表2所示,、、,、、分別為機體坐標(biāo)系3個方向的力和力矩,‰FS為校準(zhǔn)量程的千分比。

表1 試驗外形的尺寸Table 1 Geometry parameters of configurations

表2 天平設(shè)計載荷和校準(zhǔn)相對誤差Table 2 Design load and calibration of balance

理論乘波體前緣尖銳,在實際生產(chǎn)中不可能實現(xiàn),本文使用文獻[24]中的方法,將上表面抬高以鈍化前緣,鈍化半徑為0.5 mm。3個風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ腿鐖D2所示,帶支桿和天平。

2 分析方法

2.1 風(fēng)洞試驗

高超聲速試驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD-07風(fēng)洞中進行。FD-07風(fēng)洞為暫沖、吹引式高超聲速風(fēng)洞,以空氣為工作介質(zhì)。帶封閉室的自由射流試驗段為1 880 mm×1 400 mm×1 130 mm。馬赫數(shù)=4～8,噴管出口直徑0.5 m (馬赫數(shù)=4噴管出口直徑0.4 m),采用更換噴管的方法改變馬赫數(shù),=6以上噴管帶有水冷裝置,防止噴管結(jié)構(gòu)受熱喉道產(chǎn)生變形。試驗段側(cè)壁開有通光口徑為?350 mm光學(xué)玻璃窗口,供紋影儀觀察和拍攝流場使用。

試驗設(shè)置=4.937, 7.960,馬赫數(shù)及對應(yīng)的具體試驗狀態(tài)見表3,表中為總壓,為總溫,為雷諾數(shù),為等價高度。狀態(tài)=4.937 及其對應(yīng)的壓力、溫度、高度等參數(shù),可看作BEND外形的設(shè)計馬赫數(shù)狀態(tài),=7.960則為CUSP、SINGLE外形的設(shè)計馬赫數(shù)狀態(tài)。另外,這些狀態(tài)的0°攻角可以看作相應(yīng)外形的設(shè)計狀態(tài)。

表3 高超聲速風(fēng)洞試驗狀態(tài)Table 3 Experiment states in hypersonic wind tunnel

圖3為試驗?zāi)Ｐ桶惭b在風(fēng)洞試驗段的實物照片,試驗?zāi)Ｐ凸ソ欠秶商炱搅砍虥Q定,=4.937 狀態(tài)下的BEND模型的試驗攻角范圍較小,為0°～8°,間隔2°；在=7.960狀態(tài),CUSP、SINGLE模型的試驗攻角范圍分別為0°～20°、0°～18°,間隔2°。

圖3 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ虵ig.3 Experimental models in wind tunnel

2.2 數(shù)值模擬

由于天平量程的限制,風(fēng)洞試驗未能測試太多狀態(tài),且風(fēng)洞試驗難以捕捉很多流場特征,因此增加數(shù)值模擬手段分析氣動性能和流場特征作為補充。數(shù)值方法采用有限體積方法求解三維可壓縮Navier-Stokes方程。無黏通量采用Roe格式計算,有權(quán)重格林-高斯公式重構(gòu)方法獲得空間二階精度,梯度限制器選取改進的Barth限制器,以消除計算中間斷附近的數(shù)值過沖和振蕩,同時應(yīng)用基于壓力輔助限制器的局部熵修正方法避免非物理解。黏性通量采用二階中心格式計算。湍流模型采用在工程上廣泛應(yīng)用的Menter SST (Shear Stress Transfer)-兩方程模型。時間方向采用二階精度雙時間步方法,LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel) 隱式推進求解。

采用分區(qū)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,如圖4所示,保證激波與黏性流動的精確模擬。在激波間斷位置網(wǎng)格盡量順激波方向布置；黏性層法向網(wǎng)格盡量保證垂直壁面,流向參數(shù)梯度較大位置保證足夠的流向網(wǎng)格密度。

圖4 近壁面處的計算網(wǎng)格Fig.4 Computation mesh near the wall

以圖2中的CUSP風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蜑槔?驗證網(wǎng)格無關(guān)性。生成3套不同密度的網(wǎng)格：稀疏網(wǎng)格Coarse,網(wǎng)格量3.2×10；中等密度網(wǎng)格Medium,網(wǎng)格量6.4×10；密網(wǎng)格Refined,網(wǎng)格量9.6×10。表4給出在=7.960風(fēng)洞試驗狀態(tài)下攻角=10°的升阻力系數(shù),Δ、Δ分別為使用Coarse、Medium網(wǎng)格計算的氣動力相比Refined網(wǎng)格的相對誤差,可以看到3套網(wǎng)格計算的升阻力系數(shù)很接近,升阻比也近乎相等。表4中同時給出了摩擦阻力系數(shù)vis的值,Δvis為使用Coarse和Medium網(wǎng)格計算的摩擦阻力系數(shù)相比于Refined網(wǎng)格的相對誤差,可以看到這3套網(wǎng)格計算的摩阻系數(shù)也很接近?？紤]到不管對于升阻力系數(shù)還是摩阻系數(shù),Medium網(wǎng)格與Refined網(wǎng)格的誤差更小,可以認為Medium網(wǎng)格,網(wǎng)格量在6 400 000左右,是可信和足夠的。

表4 CUSP模型的網(wǎng)格無關(guān)性(Ma=7.960, α=10°)

3 氣動力性能

3.1 鈍化影響

前緣鈍化對乘波體性能影響很大,本節(jié)使用CFD技術(shù),分析前緣鈍化對升阻比的影響。首先考察BEND模型,對比無鈍化理論乘波體外形和鈍化前緣的試驗?zāi)Ｐ驮跔顟B(tài)=4.937 下的升阻比。圖5(a)給出升阻比()隨攻角的變化,曲線“Theoretic”表示理論設(shè)計的尖銳前緣乘波體,“Blunted”表示鈍化后的試驗?zāi)Ｐ?理論乘波體最大升阻比為2°攻角時的4.03,風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ妥畲笊璞葹?°攻角時的3.62,0.5 mm半徑的前緣鈍化使最大升阻比降低了0.41。

圖5(a)中的“Blunted-NL”指鈍化試驗?zāi)Ｐ涂鄢g化前緣之后的升阻比,其升阻比曲線與“Theoretic”非常接近。圖5(b)為理論乘波體和鈍化試驗?zāi)Ｐ椭唤y(tǒng)計上下表面的升阻比數(shù)據(jù),對“Theoretic”來說,相當(dāng)于整個乘波體外形扣除底面氣動力,對“Blunted”來說,則是扣除底面和前緣鈍化部分,兩者計算結(jié)果很接近,在2°攻角時得到最大升阻比,均大于5.0。這說明鈍化導(dǎo)致的升阻比損失主要由鈍化部件本身帶來,而鈍化帶來的流場變化對其他部件的氣動力影響相對較少。

圖5 理論乘波體與鈍化前緣BEND模型升阻比(Ma=4.937)Fig.5 L/D ratios of theoretic and blunted leading-edge BEND model (Ma=4.937)

下面考察CUSP模型。在=7.960狀態(tài)對比理論乘波體和鈍化前緣模型的升阻比曲線。圖6為升阻比隨攻角的變化,理論乘波體最大升阻比為2°攻角的3.89,鈍化試驗?zāi)Ｐ妥畲笊璞葹?°攻角的3.28,0.5 mm前緣鈍化使最大升阻比降低了0.61。而鈍化試驗?zāi)Ｐ涂鄢g化前緣后的升阻比曲線,同樣與理論乘波體非常接近。

進一步比較理論乘波體和鈍化試驗?zāi)Ｐ?只統(tǒng)計上下表面的升阻比數(shù)據(jù),兩者很接近,最大升阻比約為2°攻角時的4.3,這也說明鈍化導(dǎo)致的升阻比損失主要由鈍化部件本身帶來,而鈍化帶來的流場變化對其他部件的氣動力影響較少。

圖6 理論乘波體與鈍化前緣CUSP升阻比(Ma=7.960)Fig.6 L/D ratios of theoretic configuration and blunted-leading-edge CUSP model (Ma=7.960)

綜合這2類外形,可以看到0.5 mm的鈍化半徑對氣動性能影響很大,使升阻比降低了0.5左右。針對長度300 mm左右的乘波體,0.5 mm的鈍化半徑相當(dāng)于長度30 m的飛行器使用50 mm 的鈍化半徑,在實際的飛行器設(shè)計中一般不使用這么大的鈍化半徑,尤其是非駐點前緣部分,因此本次試驗的結(jié)果較為保守。

3.2 設(shè)計狀態(tài)性能分析

表5給出3個模型分別在設(shè)計狀態(tài)時的升阻力。在風(fēng)洞試驗中,BEND模型在=4.937,=0°時升阻比為2.958；CUSP、SINGLE模型設(shè)計狀態(tài)近似為=7.960,=0°,升阻比分別為2.782、3.234。CFD結(jié)果與風(fēng)洞試驗誤差較小,升阻比的相對誤差均小于1%。

考慮到鈍化和底面阻力的影響,風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷纳璞扰c理論乘波體相比下降明顯。表6給出了CFD計算的3個模型扣除鈍化和底部部件氣動力后在設(shè)計狀態(tài)時的氣動力性能,BEND、CUSP、SINGLE的升阻比為4.76、4.17、4.66,相比于表5,3個模型扣除鈍化和底部部件氣動力后升阻比均較高。

表5 設(shè)計狀態(tài)升阻力對比

表6 CFD計算的扣除底部和鈍化部件的氣動力

圖7(a)給出了BEND模型在設(shè)計狀態(tài)(=4.937,=0°)后緣截面(=320 mm)的壓力分布,下表面激波很明顯。而且,ICC曲線除了在激波轉(zhuǎn)折較大的地方與激波有較大偏差外,大部分區(qū)域都與激波形狀吻合。當(dāng)然,由于前緣鈍化存在,氣流到上表面的泄露比較明顯。圖7(b)為對稱面處的壓力分布,圖7(c)為風(fēng)洞試驗紋影圖,可以看到通過CFD模擬得到的激波形狀與風(fēng)洞試驗紋影圖中非常類似,說明彎頭雙后掠乘波體保持了良好的“乘波”效應(yīng)。

圖7 BEND模型的CFD流場和紋影圖像(Ma=4.937, α=0°)Fig.7 CFD flow fields and schlieren photograph of BEND model (Ma=4.937, α=0°)

圖8(a)給出了CUSP模型在設(shè)計狀態(tài)(=7.960,=0°)后緣截面(=289 mm)的壓力分布,可以看到下表面的激波很明顯,而且ICC曲線的大部分區(qū)域與激波形狀吻合；由于前緣鈍化存在,高壓氣流從下表面到上表面有一定泄露。圖8(b)為對稱面處的壓力分布,圖8(c)為風(fēng)洞試驗紋影圖,CFD結(jié)果與風(fēng)洞試驗拍攝的激波形狀吻合良好。這一結(jié)果同樣說明,尖頭雙后掠乘波體也保持了良好的“乘波”效應(yīng)。

圖8 CUSP模型的CFD流場和紋影圖像(Ma=7.960, α=0°)Fig.8 CFD flow fields and schlieren photograph of CUSP model (Ma=7.960, α=0°)

3.3 升阻力隨攻角的變化

圖9給出了BEND模型在=4.937時CFD計算和風(fēng)洞試驗(Wind Tunnel Test,WT)測量的升阻力數(shù)據(jù)。相比于風(fēng)洞試驗,CFD計算的氣動力均略小,而升阻比略高。最大升阻比在=4°取得,CFD結(jié)果為3.62,風(fēng)洞試驗為3.58,相對誤差為1.11%。

圖10給出CUSP模型的升阻力數(shù)據(jù),小攻角時(<10°),CFD計算的升阻力與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)很接近,其中升力相對誤差小于2.5%,阻力小于2%。但隨著攻角增大,誤差增大,在20°時升力相對誤差5.74%,阻力為5.14%。大攻角時誤差較大,原因可能是數(shù)值計算無法精確捕捉背風(fēng)面分離流動,具體還需要細致分析。

升阻比則在0°～20°攻角范圍內(nèi)均吻合良好,誤差不超過1%。最大升阻比在4°攻角取得,CFD計算結(jié)果為3.28,風(fēng)洞試驗測量結(jié)果為3.31,CFD結(jié)果相對風(fēng)洞試驗的誤差為0.82%。

分析SINGLE模型的氣動力數(shù)據(jù),發(fā)現(xiàn)在整個攻角范圍內(nèi),CFD結(jié)果相對風(fēng)洞試驗測量的升阻力誤差很小,其中升力相對誤差小于1.5%,阻力相對誤差小于2.5%。升阻比也很接近,如圖11 所示,最大升阻比在=2°取得,CFD計算結(jié)果為3.75,風(fēng)洞試驗測量結(jié)果為3.80,CFD結(jié)果相對風(fēng)洞試驗的誤差為1.3%。

圖11 SINGLE模型升阻比隨攻角的變化(Ma=7.960)Fig.11 L/D ratios of SINGLE vs angle of attack (Ma=7.960)

CUSP和SINGLE模型的設(shè)計狀態(tài)相同狀態(tài)設(shè)計,平面投影面積、容積率也相同,但SINGLE的升阻比比CUSP要高。圖12給出=7.960,=4°時使用CFD計算的CUSP和SINGLE下表面壓力分布,與SINGLE相比,CUSP的壓力較高,在第2后掠區(qū)域的前緣線附近存在明顯的高壓區(qū),這可能是導(dǎo)致阻力增大、升阻比下降的原因。

圖12 SINGLE、CUSP模型下表面壓力分布 (Ma=7.960, α=4°)Fig.12 Pressure distributions of SINGLE, CUSP (Ma=7.960, α=4°)

4 縱向穩(wěn)定性

飛行器的俯視圖平面形狀對縱向穩(wěn)定性影響很大,文獻[18]初步探討了雙后掠乘波體在縱向穩(wěn)定性方面的優(yōu)勢。本節(jié)將結(jié)合風(fēng)洞試驗和CFD結(jié)果,進一步驗證穩(wěn)定性優(yōu)勢。

將重心設(shè)定在離頭部2/3全長處。圖13為BEND模型在=4.937時俯仰力矩系數(shù)和氣動焦點(Aerodynamic Center, A.C)隨攻角的變化。風(fēng)洞試驗只能測量攻角0～8°,相對于風(fēng)洞試驗,CFD計算得到的俯仰力矩系數(shù)最大誤差在=8°攻角取得,為0.002；A.C的最大誤差在=6°時取得,為全長的0.65%。相比于氣動力,風(fēng)洞試驗與CFD計算得到的縱向穩(wěn)定性差別較大,但趨勢是準(zhǔn)確的。

結(jié)合風(fēng)洞試驗和CFD計算的俯仰力矩結(jié)果可以看出,彎頭雙后掠乘波體為縱向靜穩(wěn)定,且氣動焦點位置在70%全長以后,穩(wěn)定裕度較大。

圖13 BEND模型縱向穩(wěn)定性(Ma =4.937)Fig.13 Longitudinal stability of BEND (Ma=4.937)

圖14為CUSP、SINGLE模型在=7.960時、A.C隨攻角的變化。對CUSP模型來說,當(dāng)攻角<10°時,CFD計算得到的相對于風(fēng)洞試驗結(jié)果的誤差較??；而>10°后,誤差隨攻角增大而增大,最大誤差為=20°時的-0.013。與類似,CFD計算得到的A.C相對于風(fēng)洞試驗結(jié)果的誤差也隨攻角增大而增大,最大誤差為全長的2.2%,在=20°時取得。CFD和風(fēng)洞試驗得到的縱向穩(wěn)定性在大攻角時差別較大,與升阻力類似,原因可能與數(shù)值計算無法精確捕捉背風(fēng)面分離流動有關(guān)。雖然大攻角時差別較大,但總的趨勢是一致的：尖頭雙后掠乘波體為縱向靜穩(wěn)定,且氣動焦點均在全長的72%之后,穩(wěn)定裕度較大。

圖14 CUSP、SINGLE模型縱向穩(wěn)定性(Ma=7.960)Fig.14 Longitudinal stability of CUSP, SINGLE (Ma=7.960)

對SINGLE模型來說,CFD結(jié)果和風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)差別較大,由圖14(b)啟動焦點位置圖所示,風(fēng)洞試驗得到的A.C在2/3全長之前,而CFD計算的A.C則在2/3全長之后,二者差值為全長的1%～2%。這也導(dǎo)致圖14(a)中SINGLE的風(fēng)洞試驗結(jié)果為縱向靜不穩(wěn)定,而CFD結(jié)果為縱向小靜穩(wěn)定。

不管是CFD結(jié)果還是風(fēng)洞試驗結(jié)果,綜合比較圖14 中的CUSP、SINGLE模型,雙后掠外形的縱向靜穩(wěn)定性比單后掠外形都有很大提高,說明平面投影面積相等時,雙后掠有利于增強縱向靜穩(wěn)定性。查看圖12中的壓力分布,可以看到相比于SINGLE,CUSP后半部分面積較大,而且壓力也較高,導(dǎo)致壓力中心后移,以及氣動焦點位置后移,使穩(wěn)定性增強。

考慮到3.3節(jié)中分析的CUSP模型的升阻比較SINGLE模型低,可以初步認為雙后掠乘波體犧牲了部分高超聲速升阻比性能,而提高縱向靜穩(wěn)定性。

5 結(jié) 論

通過風(fēng)洞試驗和CFD模擬分析了雙后掠乘波體在設(shè)計馬赫數(shù)狀態(tài)的氣動性能,設(shè)計模型為彎頭和尖頭雙后掠乘波體,并以一個單后掠乘波體作為對比外形。分析對比結(jié)果,得到初步結(jié)論如下：

1) 前緣鈍化對乘波體升阻比影響很大,針對300 mm左右外形,0.5 mm的前緣半徑可使升阻比損失0.5左右。

2) 高超聲速狀態(tài)下升阻比CFD模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗差別較小,最大升阻比相對誤差約為1%,但升阻力誤差隨攻角增大而增大。

3) 綜合風(fēng)洞試驗和CFD模擬,雙后掠乘波體在設(shè)計狀態(tài)保持了“乘波”特性,升阻比特性良好,驗證了所提出設(shè)計方法的有效性。

未來將開展非設(shè)計點高超聲速及亞跨超聲速的風(fēng)洞試驗,分析驗證雙后掠乘波體的寬速域性能優(yōu)勢。