Для каждого режима вычислены интегральные аэродинамические
характеристики модели ГЛА Х-43, коэффициенты подъемной силы
С
y
,
коэффициенты силы лобового сопротивления
С
x
. На основе этих ре-
зультатов получены зависимости аэродинамического качества
K
ги-
перзвуковой компоновки от числа Маха и угла атаки. В диапазоне
от
α
= 0
◦
до
15
◦
с ростом угла атаки аэродинамическое качество
возрастает, достигая своего максимального значения при
α
= 8
◦
, за-
тем снижается. Максимальное значение аэродинамического качества
уменьшается с ростом числа Маха.
Проведено сравнение данных летного эксперимента и испытаний
X-43 в аэродинамической трубе с результатами численного модели-
рования. Удовлетворительное соответствие экспериментальных и рас-
четных данных получено как по общей картине поля течения, так и
по интегральным аэродинамическим характеристикам.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Н а у ч н ы е основы технологий XXI века / Под ред. А.И. Леонтьева,
Н.Н. Пилюгина, Ю.В. Полежаева, В.М. Поляева. – М.: УНПЦ “Энергомаш”.
2000. – 136 с.
2. R e u b u s h D. E., N g u y e n L. T., R a u s c h V. L. Review of X-43A return to
flight activities and current status // AIAA 2003-7085. – 2003. – 12 p.
3. D r u m m o u n d J. P., B o u c h e z M., M c C l i n t o n C. R. Overview of NATO
background on Scramjet technology // NATO report. 2002.
4. E n g e l u n d W. C., H o l l a n d S. D., C o c k r e l l C. E. Propulsion system
airframe integration issues and aerodynamic database development for the Hyper-X
flight research vehicle // ISOABE. – 1999. – 12 p.
5. H u e b n e r D. L., R o c k K. E., W i t t e D. W., R u f f E. G., A n d r e w s E. H.,
Jr. Hyper-X engine testing in the NASA Langley 8-foot high temperature tunnel //
AIAA 2000-3605. – 2000. – 12 p.
6. H u e b n e r L. D., R o c k K. E., W i t t e D. W., R u f f E. G., A n d r e w s E. H.
Jr. Hyper-X flight engine ground testing for X-43 flight risk reduction // AIAA 2001-
1809. – 2001. – 14 p.
7. B a k o s R. J., T s a i C. Y., R o g e r s R. C., S h i h A. T. The Mach 10 component
of NASA’s Hyper-X ground test program // ISABE. – 1999. – 10 p.
8. B a k o s R. J., T s a i C. Y., R o g e r s R. C., S h i h A. T. Hyper-X Mach 10
engine flowpath development: Fifth entry test conditions and methodology // AIAA
paper 2001-1814. – 2001. – 14 p.
9. F e r l e m a n n S. M., M c C l i n t o n C. R., R o c k K. E., V o l a n d R. T.
Hyper-X Mach 7 Scramjet design, ground test and flight results // AIAA. 2002.
10. A m u d s e n R. M., L e o n a r d C. P., B r u c e W. E. Hyper-X hot structure
comparison of thermal analysis and flight data // 15 Thermal and Fluid Analysis
Workshop (TFAWS). – 2004. – 24 p.
11. O h l h o r s t C. W., G l a s s D. E., B r u c e W. E. Development of X-43A Mach
10 leading edges // IAC-05-D2.5.06. – 2005. – 9 p.
12. R i v e r s H. K., G l a s s D. E. Advances in hot-structure development // NASA
report. – 2006. – 11 р.
13. A l b e r t s o n C. W., V e n k a t V. S. Shock interaction control for Scramjet cowl
leading edges // AIAA paper. – 2005. – 19 p.
18 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2010. № 1
