壁温对高超声速飞行器阻力的影响

刘杰; 王济康; 龙双丽; 关成启; 向锦武

doi:10.7527/S1000-6893.2015.0263

航空学报 >

2016 , Vol. 37 >Issue 4: 1083 - 1091

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2015.0263

流体力学与飞行力学

壁温对高超声速飞行器阻力的影响

刘杰 ,
王济康 ,
龙双丽 ,
关成启 ,
向锦武

展开

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

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

收稿日期: 2015-06-08

修回日期: 2015-09-25

网络出版日期: 2015-10-19

基金资助

null

收起

Wall temperature effect on hypersonic vehicle drag

LIU Jie ,
WANG Jikang ,
LONG Shuangli ,
GUAN Chengqi ,
XIANG Jinwu

Expand

1. School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China;
2. Beijing Aerospace Technology Institute, Beijing 100074, China

Received date: 2015-06-08

Revised date: 2015-09-25

Online published: 2015-10-19

Supported by

National Natural Science Foundation of China (91216102)

Fold

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

本文引用格式

刘杰 , 王济康 , 龙双丽 , 关成启 , 向锦武 . 壁温对高超声速飞行器阻力的影响[J]. 航空学报, 2016 , 37(4) : 1083 -1091 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2015.0263

Abstract

null

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

参考文献

null

Options

文章导航

地址：北京市海淀区北四环中路辅路238号柏彦大厦

邮政编码：100083

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

关于我们

期刊社服务

专业学科

封面文章

友情链接

主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

模态框（Modal）标题

摘要

本文引用格式

Abstract

参考文献