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背部进气高超声速飞行器概念构型研究

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基于组合前缘乘波体设计方法,结合采用双乘波体旋转对拼的前体设计方案,本文提出了一种全乘波背部进气布局一体化气动构型.该布局下表面可设计为完整的乘波体,截取乘波体前段旋转对拼生成前体置于飞行器背部,机身以样条曲线描述.在全参数化构型设计基础上,以马赫6为设计条件,生成了构型实例.以数值模拟为评估手段,首先给定前体长度,分析了不同拼接角度前体的气动特性,结果表明,利用左右乘波面作为进气道的外压缩面,可保证进气道入口截面处具有较好的流场均匀性和来流捕获量.随着拼接角度增大,前体捕获流量增加,但受攻角变化的影响程度更剧烈.进而给定不同长宽比,分析了整机的气动特性,结果表明,该气动布局方式可保持全乘波特性,从而获得较好的升阻比,无粘条件下升阻比可达6以上,考虑摩擦阻力后,整机升阻比仍可达5以上.结果还表明,整机升阻比在1～5°攻角条件最优,此结果为前体提供有利工作环境,对于不同长宽比构型其升阻比基本一致.

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来源
《高温气体动力学国家重点实验室2016年度夏季学术研讨会》||135-143|共9页
会议地点北京
作者

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作者单位

高温气体动力学国家重点实验室;

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关键词
高超声速飞行器; 乘波体; 构型设计; 背部进气; 气动布局;

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