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摘要
吸气式高速飞行器内外流高度耦合，激波-边界层干扰严重，壁面温度会影响边界层内的流动，进而影响气动特性。因此，准确评估风洞试验中的壁温效应，提高气动特性的预测精度，对飞行器设计至关重要。通过常规超高速风洞试验，结合数值模拟分析，开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究。结果表明：在常规超高速风洞几十秒的运行时间内，随着运行时间增加，飞行器内流道壁面温度不断升高，俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化，其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡；此外，数值模拟分析进一步指出，飞行器俯仰力矩的变化主要原因是内流道壁面温度升高、边界层增厚、近壁低速区挤压中心的高速区，使得内流道等效面积减小、气流压缩，相应的马赫数减小、压力升高，并引起内流道激波波系前移，从而改变了内流道压力分布，最终导致俯仰力矩发生变化。
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单位北京空天技术研究所; 北京机电工程研究所; 清华大学
