题目：乘波构型人工钝前缘的新概念研究

乘波构型相对于一般升力体具有高升力、低阻力、高升阻比的气动特性，已经成为高超声速飞行器的一种最佳候选构型，但同时也由于尖而扁平的头部，存在着气动加热严重的缺陷。基于这一问题，本文就如何有效地降低乘波体的热流值展开了探索性的研究。在充分利用乘波构型高升阻比和一体化设计优势的同时，引入人工钝前缘（ABLE）的概念和技术，使高超声速飞行器在气动层面上保持相对较尖的前缘，而在防热层面上产生虚拟的人工钝前缘，探讨从根本上缓解气动加热问题的可行方案。作为探索性研究，首先将乘波构型合理地简化成二维问题，研究在其上部添加上体，从而在头部形成人工钝前缘的应用。采用CFD数值模拟的方法，通过对多种计算方法的比较和网格效应的深入研究，选定最佳的计算方法和网格分布，从而确保数值求解气动热的准确性；对于人工钝前缘的多个相互关联的设计参数，按照抓住主要矛盾的这个原则，重点研究了槽道宽度（即人工钝前缘与乘波体之间的距离）这一参数，分析流场结构的演变以及气动参数的改变，探寻这个参数与热流及升阻比的对应关系；在此基础上，又对其他设计参数进行了类似的分析比较，最终通过设计参数的合理取值，使得热流峰值大幅下降，并得到一般性的规律，可作为进一步研究人工钝前缘降热机理和外形设计的参考依据。