高超聲速乘波飛行器氣動特性研究

用計算流體力學和風洞試驗的方法對以錐導乘波體為基礎生成的高超聲速乘波飛行器的氣動性能進行了研究.結果表明,以馬赫數(shù)6,攻角4度為設計狀態(tài)的乘波體,在馬赫數(shù)5～7,攻角4～6度的范圍內,都具有良好的氣動特性,升阻比接近4.最后,提出了一個簡單的以參考溫度方法為基礎的粘性阻力分析方法.該方法配合使用風洞試驗和計算流體的結果,可以用來驗證計算流體中難以計算準確的粘性阻力,也可以用來分析在風洞試驗難以直接得到的粘性阻力.對于工程上的粘性阻力分析是一個有用的辦法.

作 者： 張杰 王發(fā)民 ZHANG Jie WANG Fa-min   作者單位： 中國科學院力學研究所,高溫氣體動力學重點實驗室,北京,100080  刊 名： 宇航學報  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2007 28(1)  分類號： V211.3 V221+.3  關鍵詞： 高超聲速乘波體   計算流體力學   風洞試驗   粘性阻力分析   參考溫度法   Hypersonic waveriders   Computational fluid dynamic   Wind tunnel experiment   Viscous drag analysis   Reference temperature method  

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