【摘 要】
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前体/进气道一体化设计是高超声速飞行器与超燃冲压发动机一体化技术中的关键一环。论文采用理论分析和数值模拟等方法,对高超声速飞行器前体/侧压式进气道设计技术进行初步
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前体/进气道一体化设计是高超声速飞行器与超燃冲压发动机一体化技术中的关键一环。论文采用理论分析和数值模拟等方法,对高超声速飞行器前体/侧压式进气道设计技术进行初步研究。参考国内外资料,选择变楔角的参数化设计方法和流线追踪方法,编程构造不同的前体;借鉴均匀来流下侧压式进气道的设计方法,探索设计出前体/侧压式进气道一体化计算模型。利用流场计算软件FLUENT对前体模型进行数值模拟,分析其主要性能,验证了侧压式进气道与乘波体、高升阻比升力体一体化设计的可行性。研究表明,适当调整进气道在前体轴向的位置、调整前体激波与进气道唇口的位置或改变参数化方法设计前体头部,均能提高一体化模型的流量系数和总压恢复系数。
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