论文部分内容阅读
对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究，分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性．研究结果表明：（1）一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响，因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用；（2）飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响，但阻力系数的影响并不明显；（3）研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响，但研究范围内，阻力系数随马赫数的变化幅度较小；（4）由于轴对称流道的浸润面积较大，研究