高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究

摘要：

对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响,因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响,但研究范围内,阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大,研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重,设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值模拟方法具有较高的精度.

关键词：航空、航天推进系统、轴对称形式高超飞行器、全流道、气动力特性、飞行攻角、来流马赫数

所属期刊栏目：22

分类号：V211.3(基础理论及试验)

资助基金：国防科工委基础科研项目A2520060219;中国博士后科学基金0601042B;江苏省博士后科学基金20060400935

在线出版日期：2007-07-23（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共7页

页码：967-973