高超聲速乘波飛行器氣動特性研究

用計算流體力學(xué)和風(fēng)洞試驗的方法對以錐導(dǎo)乘波體為基礎(chǔ)生成的高超聲速乘波飛行器的氣動性能進(jìn)行了研究.結(jié)果表明,以馬赫數(shù)6,攻角4度為設(shè)計狀態(tài)的乘波體,在馬赫數(shù)5～7,攻角4～6度的范圍內(nèi),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(chǔ)的粘性阻力分析方法.該方法配合使用風(fēng)洞試驗和計算流體的結(jié)果,可以用來驗證計算流體中難以計算準(zhǔn)確的粘性阻力,也可以用來分析在風(fēng)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(xué)院力學(xué)研究所,高溫氣體動力學(xué)重點實驗室,北京,100080  刊 名： 宇航學(xué)報  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2007 28(1)  分類號： V211.3 V221+.3  關(guān)鍵詞： 高超聲速乘波體   計算流體力學(xué)   風(fēng)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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