以钝化锥导乘波体为研究对象,开展了高焓激波风洞测热试验以及高温化学非平衡气动加热数值验证,对乘波布局滑翔飞行器前缘线和下壁面热流分布特征进行了研究。结果表明:乘波布局飞行器表面热流主要集中于头部驻点及其附近的前缘小范围区域内;在0°～6°的迎角范围内,迎角的改变基本不会对前缘线热流产生太大影响,但会导致下壁面热流明显增加;而侧滑角即使在0°～4°的范围内变化,也将导致前缘线迎风一侧热流明显增加。
类型: 期刊论文
作者: 王晓朋,张陈安,翟建,王发民,叶正寅
关键词: 乘波体,真实气体效应,气动加热,高焓风洞试验,数值计算
来源: 实验流体力学 2019年04期
年度: 2019
分类: 工程科技Ⅱ辑,基础科学
专业: 力学,航空航天科学与工程
单位: 西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室,中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室
基金: 中国科学院战略性先导专项(XDA17030100)
分类号: V211.74
页码: 52-57
总页数: 6
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