在高超声速飞行器前体与进气道一体化设计时,为了缩短压缩面长度并保证前体附面层在压缩面上的稳定性,提出了一种新型的非常规压缩面设计概念并研究了它的设计方法,利用该方法形成的弯曲压缩型面可以产生弯曲激波。 本文分别采用理论分析、数值模拟和实验研究的方法对这种具有不同曲率的压缩面型面进行研究,并与等熵压缩和常规的二维斜楔式压缩进行比较。文中主要研究了压缩面在均匀来流条件下设计点与非设计点的气动性能,也简略地分析了非均匀来流条件下设计点的气动性能。根据上述理论设计加工了 M5.3的弯曲压缩面模型,分别进行了 M5.3 和 M3.85 的风洞实验,实验中,测量了压缩面上的静压分布及压缩面出口截面的皮托总压分布,并拍摄了弯曲激波形态的纹影照片。 研究结果表明:弯曲激波压缩型面有较小的初始压缩角,可以减小前体附面层分离的危险;与等熵压缩相比,压缩面的长度可以减少 25%左右;压缩面上的压力沿流向接近等压力梯度分布,低于等熵压缩的最大压力梯度,远低于二维斜楔式压缩面上的最大压力梯度。在不同的来流条件下及不同工作状态下,弯曲压缩面和弯曲激波压缩系统的综合性能较好。风洞实验结果证实,超声速气流在压缩面上方形成了所期望的弯曲激波,激波面形态与数值模拟结果吻合,壁面压力分布近似于等压力梯度,出口的皮托总压分布与数值模拟的结果相近。说明本文提出的弯曲激波压缩型面的设计方案是可行的。