两种乘波构型前体/进气道一体化构型设计与性能研究
建立了由激波面推算波后流场的计算方法,设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型.以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体和具有一道封闭激波两道平面激波的乘波前体对比模型.分别对两种乘波前体与进气道一体化模型进行了全三维流场计算,研究了两模型在不同飞行状态下的气动性能.结果表明三道封闭激波乘波前体模型相比对比模型具有较大的气动性能优势.在进气道进口截面处边界层厚度几乎相等的情况下,流量系数提高了15.38％,总压恢复系数提高了7％,进气道出口截面流场均匀度提高了8.8％.相比低于设计马赫数和负攻角,两模型在高于设计马赫数和正攻角有较大的乘波飞行范围.CFD计算结果表明,对于乘波前体设计马赫数应低于实际飞行马赫数,并且宜采用正攻角飞行.
高超音速飞行器 乘波构型 结构设计 性能仿真
肖洪 吴丁毅 刘振侠 廉小纯
西北工业大学动力与能源学院 西安 710072
国内会议
北京
中文
178-184
2006-09-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）