CAJ | 학술논문

摘要:通过深化认识趋于临界马赫数Macr的圆柱跨声速绕流特性,明确新型飞行器增升减阻设计的空气动力学理论依据.采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞为0.75和0.85、雷诺数Re为2×105的圆柱跨声速绕流.结果表明:当Ma∞趋于临界马赫数(Macr≈0.9)时,圆柱的阻力下降且升力系数振荡被抑制；通过力的分解,得知圆柱的阻力减小来自旋涡力的影响,而非可压缩性；圆柱的阻力减小与其背压上升有关；剪切层初始阶段的对流马赫数Mac随Ma∞的增加而增大,而增长率相反,这使得剪切层更为稳定、柱体背压更高.此外,由于Ma∞=0.85时边界层分离点处的激波和尾迹处的激波向下游推移,使得近尾迹处的湍流脉动减弱,进而导致柱体的表面压力振荡和升力系数振荡被抑制.
적 요:통과심화인식추우림계마혁수Macr적원주과성속요류특성,명학신형비행기증승감조설계적공기동역학이론의거.채용대와모의방법수치연구료래류마혁수Ma∞위0.75화0.85、뢰낙수Re위2×105적원주과성속요류.결과표명:당Ma∞추우림계마혁수(Macr≈0.9)시,원주적조력하강차승력계수진탕피억제；통과력적분해,득지원주적조력감소래자선와력적영향,이비가압축성；원주적조력감소여기배압상승유관；전절층초시계단적대류마혁수Mac수Ma∞적증가이증대,이증장솔상반,저사득전절층경위은정、주체배압경고.차외,유우Ma∞=0.85시변계층분리점처적격파화미적처적격파향하유추이,사득근미적처적단류맥동감약,진이도치주체적표면압력진탕화승력계수진탕피억제.