類X-43A高超聲速飛行器氣動(dòng)力特性及其全流道流動(dòng)特征的研究.pdf

1、本文利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)技術(shù)和數(shù)值模擬技術(shù)研究了高超聲速飛行器氣動(dòng)力特性及其全流道流動(dòng)特征。試驗(yàn)針對(duì)類X-43A高超聲速飛行器，在南航高超聲速氣動(dòng)研究中心，利用高超聲速飛行器風(fēng)洞測壓試驗(yàn)和流動(dòng)顯示技術(shù)，在馬赫數(shù)7、8條件下，研究了內(nèi)流道的起動(dòng)特性、全機(jī)氣動(dòng)力特性變化規(guī)律等，顯示了內(nèi)流道起動(dòng)與不起動(dòng)時(shí)的流動(dòng)脈動(dòng)、不穩(wěn)定特征，展示了具體流動(dòng)結(jié)構(gòu)，獲得了可作為內(nèi)流道起動(dòng)狀態(tài)的實(shí)驗(yàn)判別依據(jù)。 同時(shí),依靠數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)一種吸氣式高超飛行器/內(nèi)流

2、道一體化模型開展了M7一級(jí)的全流道數(shù)值仿真研究，分析了進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)時(shí)全流道的冷流特征和氣動(dòng)力特性，并利用有關(guān)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。結(jié)果表明，前體橫截面上存在顯著的展向壓強(qiáng)梯度，使得經(jīng)過預(yù)壓縮的氣流偏離了進(jìn)氣道進(jìn)口，但同時(shí)也減少了進(jìn)入內(nèi)通道的邊界層氣流，提高了進(jìn)口流場的品質(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(dòng)方向其截面形狀不斷發(fā)生變化，如在噴口附近為近似矩形，而在后體末端附近則演化為近似三角形。與實(shí)驗(yàn)結(jié)果