国防科技大学学报

第３４卷

图５升力体飞行器模型

Ｆｉｇ．５

Ｌｉｆｔｉｎｇｂｏｄｙｖｅｈｉｃｌｅｍｏｄｅｌ

图６

Ｏ。攻角升力体飞行器背风面中线热流分布

Ｆｉｇ．６

Ｈｅａｔｆｌｕｘｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｃｅｎｔｒａｌｌｌｎｅ

ｏｎ

ｔｈｅｂａｃｋｓｕｒｆａｃｅｏｆ

ａ

０。ｌｉｆｔｉｎｇｂｏｄｙ

图７

０。攻角升力体飞行器迎风面中线热流分布

Ｆｉｇ．７Ｈｅａｔｆｌｕｘｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｃｅｎｔｒａｌ

ｌｉｎｅ

ｏｎ

ｔｈｅｆｒｏｎｔｓｕｒｆａｃｅｏｆ

ａ

００ｌｉｆｔｉｎｇｂｏｄｙ

在相同高度和马赫数下，４０攻角的升力体表面热流密度分布如图８和图９所示。分析可知：升力体飞行器迎风面的热流密度明显大于其背风面热流密度，计算结果与数值方法计算结果吻合较好，说明本文方法能够很好地包含攻角对气动

加热的影响。

万方数据

图８４。攻角升力体飞行器背风面中线热流分布

Ｆｉｇ．８Ｈｅａｔｆｌｕｘｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｃｅｎｔｒａｌ

ｌｉｎｅ

ｏｎ

ｔｈｅｂａｃｋｓｕｒｆａｃｅｏｆ

ａ

４。ｌｉｆｔｉｎｇｂｏｄｙ

图９４。攻角升力体飞行器迎风面中线热流分布

Ｆｉｇ．９Ｈｅａｔｆｌｕｘｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｃｅｎｔｒａｌ

ｌｉｎｅ

ｏｎ

ｔｈｅｆｒｏｎｔｓｕｒｆａｃｅｏｆ

ａ

４。ｌｉｆｔｉｎｇｂｏｄｙ

３．３乘波体气动热计算

乘波体是一种具有前缘附着激波的流线形高超声速飞行器。飞行时，飞行器仿佛骑在激波的波面上，依靠激波的压力产生升力，因此称之为乘波体。这种飞行器通过合理的选择构型，使得高速飞行时产生的弓形激波完全附着于飞行器前

缘，上下表面不产生流动泄露，故而可以得到较大的升阻比，并在一定程度上缓解热防护问题乘波体的特征［７］。乘波体飞行器是未来高超声速飞

行器的一个重要方向，如美国空军正在发展的Ｘ一５１系列。

本节所研究的乘波体飞行器模型如图１０所示，来流参数为：马赫数Ｍａ。＝１３、高度ｈ

＝４５ｋｍ。

图１１与图１２分别为在００攻角条件下乘波体飞行器背风面与迎风面中线上的热流分布，由图