黏性边界层修正对前体/进气道一体化乘波布局气动性能影响分析

作     者：王旭东 王江峰 程克明 陈江涛 WANG Xudong;WANG Jiangfeng;CHENG Keming;CHEN Jiangtao

作者机构：南京航空航天大学航空宇航学院南京210016 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000 

出 版 物：《空气动力学学报》 (Acta Aerodynamica Sinica)

年 卷 期：2021年第39卷第3期

页      面：62-70,I0002页

核心收录：

学科分类：08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

基　　金：国家数值风洞工程(NNW) 

主　　题：乘波布局 特征线法 黏性修正 边界层位移厚度 高超声速 

摘      要：针对基于流线追踪生成的乘波进气道在内流部分存在较大黏性误差的问题,以构建具有消波隔离段的内外流一体化乘波气动布局为目的,发展了一种多级波系锥导或吻切锥乘波体的边界层黏性修正方法。在基于特征线法的多级前体与截短Busemann进气道一体化乘波布局设计方法基础上,耦合了高超声速可压缩轴对称流动的冯·卡门动量方程积分方法,通过修正边界层位移厚度来提高黏性情况下与设计预期的吻合度。对修正前后的一体化乘波构型进行了设计状态下的流场对比验证以及非设计状态下给定马赫数和迎角范围下的气动性能影响分析。计算结果显示,设计状态下黏性修正构型的前体两级激波和入口反射激波位置与设计预期基本一致,消除了隔离段内多次反射激波,进气道流量比增加4.51%,出口总压损失减少8.23%;非设计状态下修正构型同样具备更强的来流捕获能力和更小的出口冲压损失。所发展的方法能够提升内外流一体化乘波布局设计方法的精度,适用于吸气式高超声速飞行器前体/进气道的精确设计。