反向喷流降低钝体头部气动加热的数值模拟研究
气动加热是高超音速飞行器面临的主要问题之一,头部是气动加热最显著的区域.为了减小高超音速飞行器头部的气动加热,国内外进行了大量的试验和数值模拟研究.反向喷流技术是抑制钝体头部气动加热的有效手段,影响反向喷流抑制气动加热效果的主要因素是反向喷流总压比(相对于自由来流)、反向喷流喷口当量直径、主流的马赫数和反向喷流的马赫数.本文利用数值模拟的方法,研究了反向喷流喷口当量直径和反向喷流总压比对压力、热流以及降低钝体头部气动加热效果的影响.数值模拟结果表明:相比较于无反向喷流的情况,反向喷流减少气动热的效果显著;在本文研究的参数范围内,反向喷流压比的增大,使壁面压力减小,热流降低,回流区尺寸变大、抑制气动加热的效果显著;反向喷流当量直径的减小,壁面压力升高,热流增加,回流区尺寸减小,反向喷流的流量大幅度降低,反向喷流抑制气动加热的效果有所下降.因此选择恰当的反向喷流当量直径和总压比对于降低钝体头部的气动加热非常重要。
反向喷流技术 气动加热 数值模拟 超音速飞行器 总压比
李海燕 额日其太
北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京,100083
国内会议
哈尔滨
中文
287-293
2006-01-05（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）