高超声速升力体气动力气动热数值计算

升力体气动布局，由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性，越来越受到气动工作者的重视，该文应用张涵信院士的NND格式思想，用数值模拟的方法对类似于美国X-33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是在粘性项的离散和表面热流率的计算中应用了散度和梯度的积分定义，避免了数值计算的奇异性，保证了通量守恒，提高了计算效率。结果表明气动热计算结果与美国同类飞行器结果接近，驻点热流率与经典理论结果一致

Aerodynamic characteristics research on wide-speed range waverider configuration

Waverider generated from a given flow field has a high lift-to-drag ratio because of attached bow shock on leading edge. However, leading edge blunt and off-design condition can make bow shock off leading edge and have unfavorable influence on aerodynamic characteristics. So these two problems have always been concerned as important engineering science issues by aeronautical engineering scientists. In this paper, through respectively using low speed and high speed waverider design principles, a wide-speed rang vehicle is designed, which can level takeoff and accelerate to hypersonic speed for cruise. In addition, sharp leading edge is blunted to alleviated aeroheating. Theoretical study and wind tunnel test show that this vehicle has good aerodynamic performance in wide-speed range of subsonic, transonic, supersonic and hypersonic speeds

不同流态对高超声速飞行器热流的影响

近空间高超声速巡航飞行，面临高升阻比复杂布局和长时间中低热流的气动热环境。飞行器周围流场中激波边界层干扰等复杂的流动现象，以及层流、转捩区和完全发展湍流等不同流态对气动热特性的影响，是一个很重要的工程科学问题。本文探讨了不同流态对气动加热的影响规律，建立了不同流态热流计算模型和数值求解方法。通过典型布局气动热实验结果的对比，说明模型是合理的

乘波飞行器的基础问题

本文着重介绍乘波飞行器构形的基础性问题。首先说明了高超声速流动的基本特色和高超声速飞行器气动布局面临的问题,在此基础上叙述了乘波飞行器的历史飞行原理,基本布局生成方法。同时还分析了转捩位置、粘性等对飞行器布局的影响

Aeroheating experiment research on hypersonic integrated vehicle forebody/ramjet

以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强

乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究

乘波体是利用前缘线贴体激波得到高升阻比特性的一种气动布局,产生于某一特定流场.它因前缘钝化引起的脱体激波对气动特性的影响,以及非设计工况时的气动性能,一直是航空工程界关注的工程科学问题.本文利用低速和高速乘波体各自的特性,提出了一个从起飞、加速到高超声速巡航的宽速域飞行器,并根据气动热载,进行了前缘钝化.理论研究和风洞试验结果说明,它在亚跨超和高超声速的范围内都具有良好的气动性能

Forebody Compressibility Research of Hypersonic Vehicle

用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面与进气性能的关系,分析了二级压缩构型在不同压缩角组合和来流攻角下的流场品质和产生的压缩效果.研究结果表明,对于高超声速飞行器,采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流场品质;同时,攻角和不同的压缩角组合会对压缩性能产生影响.因此,采用多级压缩的前体构型、优化各级压缩角的组合是决定飞行器前体预压缩性能的重要因素,同时也是开展前体/发动机一体化设计的关键

远程巡航飞行器布局研究

针对涡喷/冲压组合发动机为动力的巡航飞行器需要，采用了楔形绕流和锥形流组合三维流场生成乘波体的方法，开展了以为冲压发动机提供高温高压均匀来流为约束，以升阻比为优化目标的相切锥乘波体优化设计研究。根据发动机安装、气动操纵和热防护需求，进行了乘波体工程化设计。给出了满足工程需求的乘波布局飞行器方案，应用数值计算和风洞实验相结合的方法，研究了乘波飞行器的气动特性。结果表明该布局不仅可以满足组合发动机的进排气需求，而且能够满足飞行稳定性，并具有高的升阻比

高超声速飞行器前体压缩性能研究

用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面与进气性能的关系，分析了二级压缩构型在不同压缩角组合和来流攻角下的流场品质和产生的压缩效果．研究结果表明，对于高超声速飞行器，采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流场品质；同时，攻角和不同的压缩角组合会对压缩性能产生影响．因此，采用多级压缩的前体构型、优化各级压缩角的组合是决定飞行器前体预压缩性能的重要因素，同时也是开展前体／发动机一体化设计的关键

Aerodynamic and Aerothermal Performance of Power-law Shaped Leading Edge of Hypersonic Waveriders

A numerical study is presented on three- dimensional power-law shaped leading edge for waveriders in hypersonic flow. This work is motivated by interest in researching the flow field properties of power-law shaped leading edge as a possible candidate for blunting leading edges of waveriders. Both aerodynamic and aerothermal characteristics are calculated for a waverider forebody in hypersonic flow. Comparisons are made between power-law shaped leading edges and round leading edge. For the flow conditions considered, the power-law leading edges of waveriders can provide small drag, and at the same time it can bring enough bluntness for the necessity of thermal protection