吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計中的一些概念研究.pdf

1、利用風(fēng)洞實驗技術(shù)和數(shù)值模擬技術(shù)對一種類X-43A高超聲速飛行器冷流狀態(tài)下的全流道流態(tài)特征及其氣動特性進(jìn)行研究。在南航高超聲速氣動研究中心（HARC），利用高超聲速風(fēng)洞（NHW）對這種高超聲速飛行器模型進(jìn)行測壓試驗。同時，依靠數(shù)值模擬技術(shù)對模型開展了不同工況下數(shù)值仿真的對比研究，分別從攻角，馬赫數(shù)等不同角度分析了進(jìn)氣道處于起動狀態(tài)時全流道的冷流流態(tài)特征和氣動力特征，并利用相關(guān)試驗數(shù)據(jù)對仿真結(jié)果進(jìn)行驗證。結(jié)果表明，攻角和馬赫數(shù)對模型氣動特性

2、的影響主要體現(xiàn)在對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)，會影響發(fā)動機(jī)的性能；前體橫截面存在顯著的展向壓強(qiáng)梯度，使經(jīng)過預(yù)壓縮的氣流偏離進(jìn)氣道進(jìn)口，但同時也減少了進(jìn)入內(nèi)流道的邊界層氣流，提高了進(jìn)口的流場品質(zhì)；后體噴流股的膨脹過程受到了周圍外流的顯著干擾，因而沿流動方向其截面形狀會不斷發(fā)生變化。與試驗結(jié)果比較，所采用的數(shù)值仿真方法具有較高的精度。 同時，通過數(shù)值模擬的方法，對一種給前體加裝側(cè)板的機(jī)體構(gòu)型進(jìn)