吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中的一些概念研究.pdf

1、利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)技術(shù)和數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)一種類X-43A高超聲速飛行器冷流狀態(tài)下的全流道流態(tài)特征及其氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。在南航高超聲速氣動(dòng)研究中心（HARC），利用高超聲速風(fēng)洞（NHW）對(duì)這種高超聲速飛行器模型進(jìn)行測(cè)壓試驗(yàn)。同時(shí)，依靠數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)模型開(kāi)展了不同工況下數(shù)值仿真的對(duì)比研究，分別從攻角，馬赫數(shù)等不同角度分析了進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)時(shí)全流道的冷流流態(tài)特征和氣動(dòng)力特征，并利用相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。結(jié)果表明，攻角和馬赫數(shù)對(duì)模型氣動(dòng)特性

2、的影響主要體現(xiàn)在對(duì)前體激波位置及其強(qiáng)度的影響上；攻角的變化與進(jìn)氣道處的流量損失相關(guān)，會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能；前體橫截面存在顯著的展向壓強(qiáng)梯度，使經(jīng)過(guò)預(yù)壓縮的氣流偏離進(jìn)氣道進(jìn)口，但同時(shí)也減少了進(jìn)入內(nèi)流道的邊界層氣流，提高了進(jìn)口的流場(chǎng)品質(zhì)；后體噴流股的膨脹過(guò)程受到了周圍外流的顯著干擾，因而沿流動(dòng)方向其截面形狀會(huì)不斷發(fā)生變化。與試驗(yàn)結(jié)果比較，所采用的數(shù)值仿真方法具有較高的精度。 同時(shí)，通過(guò)數(shù)值模擬的方法，對(duì)一種給前體加裝側(cè)板的機(jī)體構(gòu)型進(jìn)