一种新型乘波构型前体设计与性能模拟
发展了一种基于分析法的乘波构型高超声速飞行器前体设计方法。由于该方法综合了分析法和吻切锥法，把该方法定义为“吻切分析法”。该方法以楔形流场为基础，基于进气道进口曲线和预期前体激波系结构，可以快速建立高超声速飞行器前体乘波构型。该设计方法避免了传统锥形流场乘波前体圆弧形激波与常用矩形高超进气道的矛盾，相比吻切锥和楔锥方法又具有快速简便的优点。 本文运用该方法设计了Mα=6.0具有三道封闭激波适用于矩形高超进气道的乘波前体构型。对前体构型设计、非设计状态进行了全三维流场计算。计算结果显示：在设计状态下，前体构型具有优良的封闭激波性能，验证了设计方法的有效性；该前体在Mα=5.0～7.0，攻角α=-2°～8°的范围内均具有良好的封闭激波性能。所设计的乘波前体在考虑进气道捕获能力的前提下，在-5°攻角下进气道总压恢复达到最大值。并且在-10°～+5°攻角范围内均有较高的总压恢复。数值模拟结果表明，该构型设计方法在气动性能上发挥了乘波构型的优势，可用于高超声速飞行器前体设计。
封闭激波性能 流场计算 高超声速飞行器 前体设计 性能模拟 乘波构型
肖洪 刘振侠 吴丁毅 廉小纯
西北工业大学动力与能源学院，西安，710072
国内会议
西安
中文
1175-1181
2006-11-16（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）