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(guò)程中，前緣受到強(qiáng)大的激波阻力和嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，因此，如何減小阻力，減小飛行器表面氣動(dòng)加熱是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中要考慮的最重要的問(wèn)題之一。本文以高超聲速楔形體為研究對(duì)象，通過(guò)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(chǎng)，分析了不同冪次參數(shù)外形的減阻情況并對(duì)所選擇最優(yōu)冪次前緣楔形體的逆向冷噴流減阻情況進(jìn)行了細(xì)致的研究分析。
　　本文研究?jī)?nèi)容主要包括以下幾個(gè)方面：首先對(duì)冪次前緣楔形體的前緣外形優(yōu)化進(jìn)行分析

2、。對(duì)不同冪次楔形體飛行器外形的高超繞流流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，從減阻和降熱兩個(gè)方面確定了最優(yōu)冪次前緣楔形體外形。其次對(duì)逆向噴流的減阻效果進(jìn)行了分析研究。對(duì)最優(yōu)外形有噴流和無(wú)噴流的情況分別進(jìn)行了計(jì)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(jì)算結(jié)果顯示有噴流與無(wú)噴流時(shí)相比阻力明顯降低，而且頭部熱流也有相應(yīng)的減弱。最后通過(guò)設(shè)置不同的噴流總壓比，對(duì)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(jìn)行研究。
　　研究結(jié)果顯示當(dāng)前緣冪次