高超声速自适应激波针数值研究

针对传统的与钝体轴线共线安装的固定式激波针方法在有攻角状态所存在的问题,在前人工作基础上得到一种新型高超声速飞行器减阻/降热方法------自适应激波针方法.将该方法应用于三维高超声速轴对称钝锥外形以及扁平楔外形,并采用数值模拟的方法对其进行了概念验证.在0○~120○攻角范围内,对不同L/D参数的激波针外形流场以及前缘壁面的压力、热流分布等进行了对比分析.结果表明,这种新型自适应激波针方法无论在无攻角还是有攻角状态,均可有效降低高超声速飞行器头部壁面的压力和热流,可以有效解决传统激波针方法在较大攻角情况状态下失效的问题.