范 冰，黄 杰，单先阳

(1.南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室，江苏 南京 210016)(2.南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)(3.湖北航天技术研究院总体设计所，湖北 武汉 430040)

高超声速飞行器是近年来航空航天领域的热点课题，如X-37B空天飞机、X-51A高超声速巡航导弹和HTV-2高超声速助推/滑翔式导弹等。高超声速来流受到飞行器头部的压缩，会产生一道弓形激波。由于弓形激波会引起巨大的激波阻力[1-2]，严重影响高超声速飞行器的气动性能，因此降低高超声速激波阻力具有重要的学术和工程价值。

气动杆主动流动控制是一种降低高超声速激波阻力的有效技术，是近年来高超声速减阻技术的热点。气动杆为细长杆，其通常安装在高超声速飞行器的头锥处。气动杆高超声速减阻的核心思想是利用气动杆对高超声速来流进行扰动，对流场进行重构。气动杆可破坏钝头体前方的原始弓形激波，将激波影响区域向前方推进，从而将原始弓形激波转化为强度较弱的类斜激波。斜激波的激波阻力远低于弓形激波，从而实现高超声速减阻[3-4]。此外在气动杆前端安装气动盘可增强气动杆对高超声速来流的压缩，使到达后部钝头体的气流速度降低，减弱后部再附激波的强度，从而提高气动杆的减阻性能[5-6]。

本文基于气动杆高超声速减阻技术，采用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)数值方法进行单独的钝头体和气动杆构型的高超声速气动分析，通过对比两种构型的流场结构、钝头体壁面压力分布及阻力系数，分析气动杆的减阻机理，并研究了气动杆长径比对钝头体壁面压力分布及减阻性能的影响。……