吕侦军, 王旭东, 季卫栋, 王江峰

(南京航空航天大学 航空宇航学院, 南京 210016)

三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析

吕侦军, 王旭东, 季卫栋, 王江峰*

(南京航空航天大学 航空宇航学院, 南京 210016)

为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能，基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示，该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连，将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置，由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验，在流场波系结构方面得到了相吻合的结果，表明了设计方法的可靠性。

高超声速；气动布局；锥导乘波体；三级压缩；数值模拟；风洞实验

0 引 言

乘波体的概念自1959年被Nonweiler[1]提出以来，经过几十年的研究，已经发展出多种乘波体设计方法，其中较为经典的是Rasmussen[2-3]等人提出的锥导乘波体设计方法和Sobieczky[4-5]提出的吻切锥乘波体设计方法。但对于以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器来说，基于传统乘波体设计方法设计的乘波体对来流气体的压缩量不足，不能满足进气道内收缩段入口对气流参数的要求[6]。……