乘波构型前体/进气道一体化设计仿真研究

摘要：

研究了源于锥形流场乘波构型、源于相交锥流场乘波构型和密切分析法乘波构型三种比较有应用潜力的高超声速乘波构型前体.开展了对三种乘波构型前体气动性能的仿真计算和评估,为高超声速飞行器乘波前体/进气道一体化设计提供了参考.分析结果表明:具有单道前缘封闭激波的源于锥形流场的乘波构型应用价值有限,而具有三道封闭压缩激波的相交锥乘波构型和密切分析法乘波构型在完成相同压缩任务的条件下表现出了较大优势.在进气道进口截面处边界层厚度近似相等的情况下,后两种构型进气道总压恢复系数相比第一种构型分别提高了21.2％/和17.6％,流量系数分别提高了3.6％和1％,进气道出口截面流场不均匀度分别降低了8.9％和5.1％.

关键词：乘波构型、总压恢复系数、流量系数、流场不均匀度、数值仿真

所属期刊栏目：29

分类号：V211.3(基础理论及试验)

资助基金：航天科技创新基金资助项目CASC0106

在线出版日期：2013-01-16（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共5页

页码：118-121,313