高超声速乘波飞行器气动特性研究

高超声速乘波飞行器气动特性研究

用计算流体力学和风洞试验的方法对以锥导乘波体为基础生成的高超声速乘波飞行器的气动性能进行了研究.结果表明,以马赫数6,攻角4度为设计状态的乘波体,在马赫数5～7,攻角4～6度的范围内,都具有良好的气动特性,升阻比接近4.最后,提出了一个简单的以参考温度方法为基础的粘性阻力分析方法.该方法配合使用风洞试验和计算流体的结果,可以用来验证计算流体中难以计算准确的粘性阻力,也可以用来分析在风洞试验难以直接得到的粘性阻力.对于工程上的粘性阻力分析是一个有用的办法.

作 者： 张杰 王发民 ZHANG Jie WANG Fa-min   作者单位： 中国科学院力学研究所,高温气体动力学重点实验室,北京,100080  刊 名： 宇航学报  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2007 28(1)  分类号： V211.3 V221+.3  关键词： 高超声速乘波体   计算流体力学   风洞试验   粘性阻力分析   参考温度法   Hypersonic waveriders   Computational fluid dynamic   Wind tunnel experiment   Viscous drag analysis   Reference temperature method  

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