鈍前緣乘波體氣動特性研究
簡介
鈍前緣乘波構型的高升阻比特徵及其在壓縮區域的流場均勻性使其成為高超聲速飛行器氣動構形的理想候選。在將乘波構型套用至高超聲速飛行器外形設計的過程中，一個不可迴避的問題是理想乘波構型尖銳前緣的氣動加熱。這一問題決定了具有尖銳前緣乘波構型不能直接套用於面向真實飛行的高超聲速飛行器氣動外形方案中。出於防熱考慮設計的鈍前緣對乘波構型氣動特徵存在著極大的影響，需要對此進行深入的討論。這個研究基於保持乘波面形狀基本不變的前提，通過調整外形上表面的形狀構成了具有不同相對尺度的鈍前緣乘波體，並對其氣動特徵的變化進行了數值分析，以驗證乘波體在面向真實飛行的高超聲速飛行器一體化外形設計中套用的基本約束。
結果
該研究通過對鈍前緣乘波構型氣動特性的數值計算與分析，獲得以下初步結論：
（1）不同尺度的鈍前緣破壞了乘波體原有的良好氣動特徵，極大的降低了外形的升阻比。出於熱防護的需要，較小尺度的高超聲速飛行器氣動外形設計面臨更大困難。
（2）由於外形後掠角的增大降低了前緣滯止溫度，因此在後掠角較大的區域可以採用具有較小尺度的鈍前緣甚至尖銳前緣，混和前緣的設計能夠有效的提高外形升阻比。
鈍前緣三角翼無人機氣動特性研究
簡介
鈍前緣自20世紀50年代，三角翼布局及其相應的前緣渦流特性開始受到關注並得到了深入研究，該布局方式的主要優點是同時具備跨/超音速優良的阻力特性以及低速條件下的高升力特性，且其雷達反射截面小、結構特性良好。由於其優良的氣動特性，三角翼布局在軍用飛機上得到了廣泛套用，例如法國的幻影系列、美國的F-117、前蘇聯的米格21、瑞典的薩伯37以及中國的殲7、殲8等；在民用領域的典型套用為協和超音速客機。尤其是在無人機的設計方案中，三角翼布局不僅用於高亞音速/跨音速飛機，使其獲得較好的高速特性，還廣泛套用於低速飛行器，例如“豺2”、“哈比”、“百靈鳥”、“麻雀”、“龍”、“幽靈”等。
早期，對三角翼氣動特性的研究主要集中於尖前緣、細長翼面氣動外形，其前緣渦被固定在前緣處，基本結構和特徵包括次渦、渦破裂等已被較好地了解。尖前緣三角翼的渦流結構對雷諾數不敏感，在高亞音速條件下渦流結構與低速時相似，但負壓絕對值降低。鈍前緣三角翼的渦流特性更為複雜，主要原因是其前緣粘性效應作用顯著，從剖面看渦流分離點在前緣附近，而在翼展方向分離的起始點隨前緣鈍度、迎角、馬赫數、雷諾數等條件而變化。
目前，針對鈍前緣三角翼的研究，其研究模型多為在平板翼型的基礎上疊加鈍前緣的簡化模型，例如 NASA Langley NTF風洞研究的鈍前緣三角翼模型，而對於這個研究報告所研究的以NACA 6 族翼型為剖面的鈍前緣三角翼的研究鮮有報導。這個研究報告首先採用求解雷諾平均N-S方程的方法計算NASA鈍前緣三角翼標模的法向力、俯仰力矩和表面壓力分布，並與實驗值進行對比，確認計算方法的可靠度；然後對無人機四個升降舵偏度構型的氣動力和流場特性進行計算分析，進一步研究俯仰力矩配平後的升阻力特性及其流動特徵、機理。研究結果對工程套用具有參考意義。
結論
（1）鈍前緣三角翼無人機在迎角為15°以下時以附體流動為主，小升力係數時可獲得較高的升阻比；當迎角增加至15°以上，渦流特徵逐漸變得顯著，推遲了無人機背風面的氣流分離，在0~40°迎角範圍內具有良好的俯仰力矩穩定性和較高的升降舵效率。
（2）在翼展受限、翼載較小的限制條件下，鈍前緣三角翼是一種具有優良特性的氣動布局方案。
