支撐干擾研究
簡介
B-2遠程轟炸機飛翼布局因其具有優良的氣動、結構和隱身性能而受到廣泛關注，目前已有B-2遠程轟炸機和X-47B、神經元無人作戰飛機等飛翼布局代表作成功面世。此外，歐美國家還發布了多個飛翼布局通用研究模型用於飛翼布局基礎理論研究，如ICE新型控制面模型、UCAV1301/1302/1303系列、SACCON通用研究模型等。國內針對飛翼布局的開裂式方向舵、全動翼尖、噴流控制等若干問題開展了部分研究。
為了滿足未來飛行器氣動力試驗與研究的需求，尤其考慮到超聲速飛行的要求，國內有關機構自主設計了小展弦比飛翼標模，作為小展弦比融合體飛翼外形的通用研究平台，該小展弦比飛翼標模具有65°後掠角直前緣。對於類似布局前緣渦的研究也一直未停止。
支撐干擾是一個由來已久的問題，國內外研究人員已經探索出許多研究方法並套用於工程實踐，獲得了一些有益的經驗，但是對於小展弦比融合體飛翼布局類型飛行器的支撐干擾研究卻較少見諸報導。飛翼布局相比常規布局不再有傳統意義上的機身，其機身和機翼採用一體化設計。為了提高隱身性能，其發動機噴口通常也與機翼/機身一體化設計，不再有傳統的圓形噴口，因此，在開展風洞試驗時，風洞支撐系統不可避免會迫使其外形局部發生較大的改變，從而引入支撐干擾。為了獲得更精準的試驗數據，有必要對其支撐干擾進行研究。
研究結果
在風洞試驗數據與CFD計算結果對比的基礎上，用數值模擬方法研究了小展弦比飛翼標模在0.6、0.9、1.5三個典型馬赫數下的支撐干擾特性，分別考慮了近場干擾和遠場干擾，並基於表面壓力係數差異為準則嘗試對近場干擾量進行分解，得到有如下結論：
（1）亞聲速馬赫數0.6時，阻力係數和俯仰力矩係數的遠場支撐干擾量約占總支撐干擾量的30%，升力係數約占20%。
（2）馬赫數0.9、迎角2°時，阻力係數遠場支撐干擾量占總支撐干擾量的40%，近場干擾使得激波位置前移，激波強度降低，遠場干擾使激波位置進一步前移，強度進一步降低；近場干擾主要影響上表面的壓力，而遠場干擾則會同時使得上下表面的壓力都升高，相比升力係數和俯仰力矩係數，阻力係數受遠場干擾的影響更明顯；迎角 18°時，遠場支撐干擾使得渦破裂位置前移，導致流場結構發生劇變。
（3）超聲速馬赫數1.5時，遠場支撐干擾可以忽略。
（4）基於表面壓力係數差異將支撐干擾量分解的方法在亞聲速支撐干擾前傳明顯時不適用，在馬赫數0.9、迎角2°時求得近場支撐干擾使得馬赫數減小約0.02，迎角減小約0.1°，馬赫數1.5時用此法求得馬赫數和迎角的干擾量均約等於0。
翼身厚度對小展弦比飛翼流動特性影響
目前，中國也建立了65°後掠角、單前緣和 W形後緣的小展弦比飛翼標準模型，並開展該飛翼布局典型跨音速氣動、流動特性研究。研究表明，跨聲速時，在相同迎角條件下，厚飛翼布局上翼面激波位置較薄飛翼布局更為靠前，渦破裂迎角發生較早，薄飛翼布局較厚飛翼布局失速迎角推遲約8°。
相關研究報告採用數值模擬方法研究了跨聲速時小展弦比飛翼布局流動特性隨迎角的演化規律，分析了翼身厚度對飛翼布局渦升力特性和流動特性的影響。結果表明：
在無前緣渦區和前緣渦發展區，薄厚飛翼模型渦升力係數基本相同，但翼身厚度將導致渦破裂迎角和渦升力係數大幅減小。在無前緣渦區，翼身的存在在機頭處產生側洗作用，在尾部由於翼身厚度較大，收縮較快，出現激波誘導邊界層分離流動。在前緣渦發展區，翼身厚度引起的側洗作用使飛翼模型前緣渦形成較晚，影響區域減小，但強度增大，在背風側誘導的吸力增加，使得前緣渦升力基本不變。翼身厚度導致了背風側激波位置前移，誘導了前緣渦的破裂，使得渦破裂迎角大幅減小，破裂點前移幅度增大。
