1、本文利用風洞實驗技術和數(shù)值模擬技術研究了高超聲速飛行器氣動力特性及其全流道流動特征。試驗針對類X-43A高超聲速飛行器，在南航高超聲速氣動研究中心，利用高超聲速飛行器風洞測壓試驗和流動顯示技術，在馬赫數(shù)7、8條件下，研究了內(nèi)流道的起動特性、全機氣動力特性變化規(guī)律等，顯示了內(nèi)流道起動與不起動時的流動脈動、不穩(wěn)定特征，展示了具體流動結(jié)構(gòu)，獲得了可作為內(nèi)流道起動狀態(tài)的實驗判別依據(jù)。 同時,依靠數(shù)值模擬技術對一種吸氣式高超飛行器/內(nèi)流

2、道一體化模型開展了M7一級的全流道數(shù)值仿真研究，分析了進氣道處于起動狀態(tài)時全流道的冷流特征和氣動力特性，并利用有關實驗數(shù)據(jù)對仿真結(jié)果進行驗證。結(jié)果表明，前體橫截面上存在顯著的展向壓強梯度，使得經(jīng)過預壓縮的氣流偏離了進氣道進口，但同時也減少了進入內(nèi)通道的邊界層氣流，提高了進口流場的品質(zhì)，后體噴流股的膨脹過程受到了周圍外流的顯著干擾，因而沿流動方向其截面形狀不斷發(fā)生變化，如在噴口附近為近似矩形，而在后體末端附近則演化為近似三角形。與實驗結(jié)果