高超聲速楔形體逆向噴流減阻及前緣優(yōu)化數(shù)值研究.pdf

1、高超聲速飛行器在高空飛行過程中，前緣受到強大的激波阻力和嚴重的氣動加熱，因此，如何減小阻力，減小飛行器表面氣動加熱是高超聲速飛行器設計中要考慮的最重要的問題之一。本文以高超聲速楔形體為研究對象，通過求解N-S方程數(shù)值模擬冪次前緣楔形體的高超繞流流場，分析了不同冪次參數(shù)外形的減阻情況并對所選擇最優(yōu)冪次前緣楔形體的逆向冷噴流減阻情況進行了細致的研究分析。
　　本文研究內(nèi)容主要包括以下幾個方面：首先對冪次前緣楔形體的前緣外形優(yōu)化進行分析

2、。對不同冪次楔形體飛行器外形的高超繞流流場進行了數(shù)值計算，從減阻和降熱兩個方面確定了最優(yōu)冪次前緣楔形體外形。其次對逆向噴流的減阻效果進行了分析研究。對最優(yōu)外形有噴流和無噴流的情況分別進行了計算，比較了楔形體飛行器的阻力大小和其表面熱流分布情況。計算結(jié)果顯示有噴流與無噴流時相比阻力明顯降低，而且頭部熱流也有相應的減弱。最后通過設置不同的噴流總壓比，對最優(yōu)外形的噴流減阻情況、激波脫體距離等較系統(tǒng)的進行研究。
　　研究結(jié)果顯示當前緣冪次