宇航学报
宇航學報
우항학보
JOURNAL OF ASTRONAUTICS
2008年
6期
1782-1785
,共4页
乘波飞行器%并行计算%高超声速%数值模拟
乘波飛行器%併行計算%高超聲速%數值模擬
승파비행기%병행계산%고초성속%수치모의
采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模拟,分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响,计算了前缘钝化后飞行器表面的热流分布状况.结果表明,前缘钝化对飞行器的升力影响不大,对阻力和升阻比的影响较大.对于曲率半径为1cm的钝化前缘,与原尖前缘飞行器相比,其升力降低了0.78%,阻力增加6.96%,升阻比下降7.21%.前缘钝化后,乘波飞行器仍具有较好的气动性能,飞行器前机身可为发动机提供比较均匀的气流,飞行器整体仍基本保持了乘波的状态,热流主要集中在飞行器前缘上.为了有效防热,需要采用主动式冷却技术.
採用多塊分區網格以及併行計算技術對給定乘波構形的高超聲速飛行器進行瞭數值模擬,分析瞭飛行器前緣小半徑鈍化對飛行器氣動性能的影響,計算瞭前緣鈍化後飛行器錶麵的熱流分佈狀況.結果錶明,前緣鈍化對飛行器的升力影響不大,對阻力和升阻比的影響較大.對于麯率半徑為1cm的鈍化前緣,與原尖前緣飛行器相比,其升力降低瞭0.78%,阻力增加6.96%,升阻比下降7.21%.前緣鈍化後,乘波飛行器仍具有較好的氣動性能,飛行器前機身可為髮動機提供比較均勻的氣流,飛行器整體仍基本保持瞭乘波的狀態,熱流主要集中在飛行器前緣上.為瞭有效防熱,需要採用主動式冷卻技術.
채용다괴분구망격이급병행계산기술대급정승파구형적고초성속비행기진행료수치모의,분석료비행기전연소반경둔화대비행기기동성능적영향,계산료전연둔화후비행기표면적열류분포상황.결과표명,전연둔화대비행기적승력영향불대,대조력화승조비적영향교대.대우곡솔반경위1cm적둔화전연,여원첨전연비행기상비,기승력강저료0.78%,조력증가6.96%,승조비하강7.21%.전연둔화후,승파비행기잉구유교호적기동성능,비행기전궤신가위발동궤제공비교균균적기류,비행기정체잉기본보지료승파적상태,열류주요집중재비행기전연상.위료유효방열,수요채용주동식냉각기술.
