高超聲速軸對稱飛行器氣動力特性及其全流道流動特征的研究.pdf

1、在一維配波理論和內(nèi)流道性能估算的指導下，提出并設計了一種高超聲速軸對稱全流道方案。在此基礎上，結合風洞實驗和數(shù)值仿真技術對該飛行器的氣動力特性和全流道流動結構開展了深入分析，并獲得了不同飛行狀態(tài)和噴流反壓對其影響規(guī)律。研究結果表明： (1) 一定范圍內(nèi)雷諾數(shù)的變化對全流道的流動結構和模型的氣動力特性無顯著影響，因此所獲得的風洞實驗結果有望通過某種形式推廣到飛行狀態(tài)下使用； (2) 飛行攻角對全流道的流動結構和升力系數(shù)有著

2、顯著影響，但對阻力系數(shù)的影響并不明顯； (3) 飛行馬赫數(shù)的變化對全流道的流動結構有著一定影響，但研究范圍內(nèi)，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化幅度較??； (4) 由于軸對稱流道的浸潤面積較大，研究范圍內(nèi)該類飛行器的摩擦阻力在全機阻力中均占據(jù)了較大的比重，設計狀態(tài)達全機氣動力的62％； (5) 高壓次流的注入在凹腔附近形成了可控的高壓環(huán)境，且沿周向分布較為均勻，是一種實用的燃燒室高壓模擬技術； (6) 隨著凹腔噴流總