印度理工学院(ISM)丹巴德分校模拟揭示SHM1公务机翼型从低速到马赫0.78的气动特性
行业影响一个公务机层流机翼剖面的公开基准数据，为未来轻型喷气机的设计人员提供了参照，可用于对照已知的跨声速特性来检验流动分离与激波控制技术。
印度理工学院(ISM)丹巴德分校机械工程系的 Aditi Sengupta 和 Abhijeet Guha 带领的研究团队，在 Frontiers in Aerospace Engineering 上发表了一项针对 SHM1 自然层流翼型的数值研究。SHM1 由 Honda R&D 为其小型公务机研发，此前已在低速风洞、跨声速试验设施和飞行中进行过测试。研究团队在 O 型网格上求解二维可压缩 Navier-Stokes 方程，网格沿翼型周向布置 1,251 个点，沿壁面法向布置 401 个点，并将结果与 SHM1 飞行测试的压力分布以及 NACA0012 翼型的跨声速风洞测量数据进行了验证。
研究共计算了六种工况，迎角为 2 度和 2.5 度：马赫数 0.134 的低速工况、马赫数 0.31 的爬升工况、马赫数 0.62 的设计巡航工况，以及马赫数 0.72、0.73 和 0.78 的跨声速非设计工况。自然层流之所以重要，是因为层流边界层产生的摩擦阻力可比湍流边界层低约十倍，而摩擦阻力在巡航时可占飞机总阻力的近一半。数值纹影可视化显示，低速时出现尾缘涡脱落；爬升时出现向上游传播的 Kutta 波，到巡航时这些波在压力面和吸力面上呈对称分布。涡量谱从低速时的单一主导峰，变为爬升时的多个峰（斯特劳哈尔数为 0.009），再到巡航时混沌的多周期谱。
当马赫数超过约 0.70 的临界值后，吸力面上会形成超声速区。在马赫数 0.72 时，该区域由近乎正激波终止。在马赫数 0.73 即阻力发散点，激波增强并向下游移动，压力面上出现一道较弱的激波。在马赫数 0.78 时，激波上游的局部马赫数达到 1.25 至 1.3，两个表面上都形成强正激波，吸力面上出现 lambda 激波，分离泡最大，表面摩擦阻力也最高。
阻力发散工况产生了最高的升力，但阻力系数也最大，因此效率很差。激波诱导分离工况的阻力在六种工况中最小，但损失了相当大的升力。马赫数 0.62 的巡航工况给出了最佳升阻比，约为 99，而跨声速工况的升阻比介于约 10 到 61 之间。作者表示，这些结果为检验流动分离和激波控制技术提供了基准数据。
