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高超声速飞行器构型的数值模拟、试验研究与优化设计 被引量：5
1
作者 刘振侠 肖洪 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期411-421,共11页
综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究... 综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究;并研究了该类气动布局在高空飞行时,稀薄气体效应对气动性能的影响。数值模拟结果表明：构型前体预压缩面能够将高压气体封闭在构型下表面,实现了乘波构型的设计概念;优化设计结果表明,对于该构型宽展比应在0.4-0.6之间,通过优化升阻比至少有3%-5%的提高余地。对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件。研究结果表明,在临近空间区域,该类气动布局的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势。 展开更多
关键词 乘波 气动布局 数值模拟 优化 试验 DSMC
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两种乘波前体/进气道一体化设计与性能研究 被引量：2
2
作者 肖洪 吴丁毅 +1 位作者 刘振侠 廉小纯 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第7期150-154,共5页
建立了由激波面推算波后流场的计算方法,设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型.以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体和具有一道封闭激波两道平面激波的乘波前体对比模型.分别对两种乘波前体与进气道一体化模型进行了全... 建立了由激波面推算波后流场的计算方法,设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型.以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体和具有一道封闭激波两道平面激波的乘波前体对比模型.分别对两种乘波前体与进气道一体化模型进行了全三维流场计算,研究了两模型在不同飞行状态下的气动性能.结果表明三道封闭激波乘波前体模型相比对比模型具有较大的气动性能优势.在进气道进口截面处边界层厚度几乎相等的情况下,流量系数提高了3.4%,总压恢复系数提高了8%,进气道进口截面流场不均匀度降低了8.8%.相比低于设计马赫数和负攻角,两模型在高于设计马赫数和正攻角有较大的封闭激波飞行范围.CFD计算结果表明,对于乘波前体设计马赫数应低于实际飞行马赫数,并且宜采用正攻角飞行. 展开更多
关键词 乘波 前体 流量系数 总压恢复 流场不均匀度
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吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展 被引量：52
3
作者 吴颖川 贺元元 +1 位作者 贺伟 乐嘉陵 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期245-260,共16页
吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最... 吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 机体推进一体化 乘波体 燃烧加热风洞 湍流燃烧 转捩
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一种新型内乘波式进气道初步研究 被引量：41
4
作者 尤延铖 梁德旺 黄国平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期252-256,共5页
提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础,采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强;三维压缩效率高;波系结构简单且无复杂角部流动,流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫... 提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础,采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强;三维压缩效率高;波系结构简单且无复杂角部流动,流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫数6的内乘波式进气道,CFD计算结果显示:粘性对该类进气道设计具有较大影响,附面层的发展会使按无粘条件设计的进气道性能有所下降。尽管还没有进行粘性修正,在相同设计马赫数条件下,内乘波式进气道压比、流量系数和总压恢复系数等性能高于某典型侧压式进气道。 展开更多
关键词 高超声速 内乘波式进气道^+ 设计
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乘波构形和乘波飞行器研究综述 被引量：32
5
作者 赵桂林 胡亮 +2 位作者 闻洁 彭辉 张绵纯 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2003年第3期357-374,共18页
乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形。乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场。本文比较全面地总结了... 乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形。乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场。本文比较全面地总结了乘波构形的生成方法和乘波飞行器的设计方法,介绍了乘波构形的优化方法及影响因素,给出了优化的乘波构形,并介绍了乘波飞行器的研究进展,提出了今后的研究重点。 展开更多
关键词 乘波构形 乘波飞行器 综述 高超音速飞行器 高升阻比 设计方法 优化方法 影响因素
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高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述 被引量：34
6
作者 尤延铖 梁德旺 +1 位作者 郭荣伟 黄国平 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2009年第5期513-525,共13页
论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展。介绍了常规矩形进口进气道与乘波体外形一体化相关研究,并对三维内收缩式进气道与前体的一体化问题提出了关注。最后... 论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展。介绍了常规矩形进口进气道与乘波体外形一体化相关研究,并对三维内收缩式进气道与前体的一体化问题提出了关注。最后,对高超声速进气道与前体一体化设计的研究趋势进行了展望,提出三维内收缩式进气道与乘波前体的"双乘波"一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革。 展开更多
关键词 高超声速进气道 内收缩式 内乘波 乘波前体 双乘波 一体化
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基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道 被引量：34
7
作者 尤延铖 梁德旺 《中国科学（E辑）》 CSCD 北大核心 2009年第8期1483-1494,共12页
提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适... 提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究. 展开更多
关键词 内乘波 变截面 高超声速进气道 吻切流 全流量捕获
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密切曲面锥乘波体——设计方法与性能分析 被引量：35
8
作者 贺旭照 倪鸿礼 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期1077-1082,共6页
介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,... 介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,ICC)和前缘捕获型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称和流线追踪技术,设计生成密切曲面锥乘波体.采用数值方法对设计的密切曲面锥乘波体进行了模拟,理论设计结果和数值模拟结果一致.对密切曲面锥乘波体和密切锥乘波体进行了比较,密切曲面锥乘波体克服了密切锥乘波体压缩量不足及容积率偏小的缺点. 展开更多
关键词 乘波体 密切轴对称 流线追踪 曲面锥
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乘波飞行器构型方法研究 被引量：26
9
作者 王发民 李立伟 +1 位作者 姚文秀 雷麦芳 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第5期513-519,共7页
高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行... 高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构型.经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仪具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流. 展开更多
关键词 乘波飞行器 乘波体 升阻比 高超声速 进气道 马赫数 一体化设计 构型 椭圆锥 实验验证
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乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究 被引量：33
10
作者 王发民 丁海河 雷麦芳 《中国科学（E辑）》 CSCD 北大核心 2009年第11期1828-1835,共8页
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,... 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. 展开更多
关键词 乘波布局 宽速域气动特性 高升阻比
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内乘波式进气道内收缩基本流场研究 被引量：32
11
作者 尤延铖 梁德旺 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2008年第2期203-207,共5页
内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能。编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算。提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参... 内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能。编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算。提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参数作为内收缩锥基本流场的性能评价参数。分析发现,内收缩锥基本流场流动特征与平面二维流动和外锥流动存在显著不同,该类流场流动损失与二维平面流动相当,但压缩能力强。内锥角、中心体半径比两个几何参数对流场性能的影响具有相似规律,给出了相应表达式,从而为内乘波式进气道的设计提供了依据。 展开更多
关键词 高超声速 内乘波式进气道 内收缩基本流场 特征线法
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密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 被引量：30
12
作者 贺旭照 周正 倪鸿礼 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期510-515,共6页
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone W... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 展开更多
关键词 超声速进气道 乘波前体 一体化设计 密切内锥 流线追踪
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国外高超声速飞行器发展历程综述 被引量：26
13
作者 刘薇 龚海华 《飞航导弹》 北大核心 2020年第3期20-27,59,共9页
高超声速技术是世界航空航天史上的重要里程碑之一。当前,世界各大军事强国正在加紧高超声速技术的研究,着重分析了高超声速飞行器的定义和分类方法,具体回顾了以美国为首的国外主要军事强国的高超声速飞行器研究发展历程。论述了各国... 高超声速技术是世界航空航天史上的重要里程碑之一。当前,世界各大军事强国正在加紧高超声速技术的研究,着重分析了高超声速飞行器的定义和分类方法,具体回顾了以美国为首的国外主要军事强国的高超声速飞行器研究发展历程。论述了各国具体高超声速的发展计划,包括任务与型号、主要研发机构、研究成果及历史意义等,并总结了国外高超声速飞行器及其相关技术的发展规律和特点。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 乘波体 可重复使用 运载器 空天飞机
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密切内锥乘波体设计方法和性能分析 被引量：23
14
作者 贺旭照 倪鸿礼 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期803-808,共6页
发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设... 发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设计生成密切内锥乘波体.采用数值方法对设计的密切内锥乘波体在设计状态下进行了模拟,将理论设计结果和数值模拟结果进行了对比验证,数值模拟和理论设计结果一致吻合. 展开更多
关键词 乘波体 密切方法 密切内锥 流线追踪
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双后掠乘波体设计及性能优势分析 被引量：24
15
作者 刘传振 白鹏 陈冰雁 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期99-109,共11页
根据密切锥乘波体的设计几何关系,提出双后掠乘波体概念,给出了双后掠乘波体设计的参数与生成乘波体外形之间的关系。使用非均匀有理B样条(NURBS)表达包括圆和直线的激波出口型线辅助设计,研究了钝头区域可控、后掠区域可控的乘波体外... 根据密切锥乘波体的设计几何关系,提出双后掠乘波体概念,给出了双后掠乘波体设计的参数与生成乘波体外形之间的关系。使用非均匀有理B样条(NURBS)表达包括圆和直线的激波出口型线辅助设计,研究了钝头区域可控、后掠区域可控的乘波体外形设计方法。使用CFD数值计算方法验证了设计方法的有效性,同时研究了双后掠乘波体外形的性能优势,结果表明在保持高超声速高性能的基础上适当设计外形在低速状态、纵向稳定性和涡效应增升方面具有性能优势,为大空域宽速域高超声速飞行器的研制开拓了新的途径。 展开更多
关键词 乘波体 双后掠 低速性能 稳定性 涡升力
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涡波效应宽速域气动外形设计 被引量：23
16
作者 刘传振 刘强 +2 位作者 白鹏 陈冰雁 周伟江 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期68-76,共9页
拓展了密切锥乘波体设计方法的应用,推导了设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,建立了定平面乘波体设计方法。通过定制乘波体的平面形状引入涡效应,提出涡波效应宽速域气动布局的概念,即在高超声速... 拓展了密切锥乘波体设计方法的应用,推导了设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,建立了定平面乘波体设计方法。通过定制乘波体的平面形状引入涡效应,提出涡波效应宽速域气动布局的概念,即在高超声速状态下使用激波效应、在低速状态下使用漩涡效应提升布局的总体性能。以双后掠布局为例,使用CFD方法评估其高速和低速状态的气动性能,与带锥体的平板进行对比,分析了升阻比、升力系数以及流场特性,初步给出了非线性增升效果。计算结果表明:当前定平面乘波体布局在低速状态和高超声速状态均具有较好的气动性能,弥补了传统乘波体的性能缺陷,为宽速域气动布局的设计提供了新的思路。 展开更多
关键词 乘波体 定平面 涡波效应 激波 宽速域
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定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法 被引量：23
17
作者 段焰辉 范召林 吴文华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期3023-3034,共12页
对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠... 对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法;从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变量,并研究了设计变量的取值范围;以遍历设计空间的思路对两类定后掠角密切锥乘波体进行了设计分析,研究了升阻比、体积效率随设计变量的变化规律,然后在设计空间内进行了多目标寻优;最后使用计算流体力学方法对定后掠角乘波体的乘波特性和涡升力特性进行了验证。结果表明,由本文生成方法得到的定后掠角密切锥乘波体具有明显的乘波特性并且能够在较高的升阻比时保证一定的体积效率;定后掠角前缘能够在一定的迎角下在上表面产生稳定的分离涡,产生涡升力。 展开更多
关键词 乘波体 密切锥 黏性 后掠角 涡升力
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乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计 被引量：23
18
作者 南向军 张堃元 金志光 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期1417-1426,共10页
为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧... 为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。 展开更多
关键词 乘波前体 内收缩进气道 一体化设计 流线追踪 数值模拟
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乘波机外形设计 被引量：15
19
作者 王卓 钱翼稷 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期180-183,共4页
计算了由锥型流理论、吻切锥理论及吻切轴对称理论生成的不同乘波机外形．结果表明，圆锥绕流流场生成乘波机外形的方法虽然比较简便，且生成的外形具有较高的升阻比，但进气道进口流场具有锥型流的性质而不够均匀，给发动机的工作带来... 计算了由锥型流理论、吻切锥理论及吻切轴对称理论生成的不同乘波机外形．结果表明，圆锥绕流流场生成乘波机外形的方法虽然比较简便，且生成的外形具有较高的升阻比，但进气道进口流场具有锥型流的性质而不够均匀，给发动机的工作带来不利影响．应用吻切锥、吻切轴对称理论与特征线方法结合起来进行反设计，可以得到更一般的乘波机外形，并且能有效地改善进气道进口流场，提高容积效率．此外，这几种方法的计算速度都很快，对进一步的优化处理及机身发动机一体化十分有利． 展开更多
关键词 特征线法 外形设计 乘波机 吻切轴对称
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高超声速乘波飞行器气动实验研究 被引量：12
20
作者 姚文秀 雷麦芳 +1 位作者 杨耀栋 王发民 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第6期82-85,90,共5页
以绕楔锥高超声速流场为基础 ,用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形 ,初步探索了高超声速飞行器机身 /推进系统一体化气动构形设计方法 ,开展了高超声速测压实验。结果表明 :该类构形飞行器在高超声速飞行时 ,可以产生较... 以绕楔锥高超声速流场为基础 ,用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形 ,初步探索了高超声速飞行器机身 /推进系统一体化气动构形设计方法 ,开展了高超声速测压实验。结果表明 :该类构形飞行器在高超声速飞行时 ,可以产生较高的升阻比 ,前体的预压缩效果明显 ,是以吸气式冲压发动机为动力的有前途的飞行器构形。 展开更多
关键词 乘波飞行器 气动构形 气动实验 预压缩性能
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