航空学报 > 2016, Vol. 37 Issue (4): 1083-1091   doi: 10.7527/S1000-6893.2015.0263

壁温对高超声速飞行器阻力的影响

刘杰1,2, 王济康2, 龙双丽2, 关成启2, 向锦武1   

  1. 1. 北京航空航天大学航空科学与工程学院, 北京 100083;
    2. 北京空天技术研究所, 北京 100074
  • 收稿日期:2015-06-08 修回日期:2015-09-25 出版日期:2016-04-15 发布日期:2015-10-19
  • 通讯作者: 刘杰,Tel.:010-68192561 E-mail:jienew@hotmail.com E-mail:jienew@hotmail.com
  • 作者简介:刘杰,男,博士研究生,高级工程师。主要研究方向:飞行器总体设计、空气动力学。Tel:010-68192561 E-mail:jienew@hotmail.com

Wall temperature effect on hypersonic vehicle drag

LIU Jie1,2, WANG Jikang2, LONG Shuangli2, GUAN Chengqi2, XIANG Jinwu1   

  1. 1. School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China;
    2. Beijing Aerospace Technology Institute, Beijing 100074, China
  • Received:2015-06-08 Revised:2015-09-25 Online:2016-04-15 Published:2015-10-19
  • Supported by:

    National Natural Science Foundation of China (91216102)

摘要:

为了研究壁温对高超声速飞行器阻力的影响,在常规高超声速风洞和脉冲燃烧加热风洞中开展试验研究,结合数值仿真,分析了试验中的流动机理及试验结果差异产生的本质原因。提出了典型高超声速飞行器阻力预测准则。对飞行条件下的飞行器阻力进行预测,验证了预测准则的正确性。研究表明:壁温与来流静温比是造成不同风洞试验阻力差异的主要原因,对发动机内流道的压差阻力和摩擦阻力均有显著影响。在高超声速飞行器阻力预测时,要同时模拟马赫数、雷诺数、壁温与来流静温比3个相似参数。

关键词: 高超声速, 壁温, 气动阻力, 数值模拟, 风洞试验

Key words: hypersonic, wall temperature, aerodynamic drag, numerical simulation, wind tunnel test

中图分类号: