逆向喷流对可回收火箭气动特性的影响研究 被引量：1

1

作者 刘浩 李钧 冯刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期29-37,共9页

可回收火箭返回时,需要依靠发动机进行点火减速制动,为得到逆向喷流条件下箭体气动性能的变化规律,通过对低空和高空两次点火过程进行数值仿真,分析来流马赫数和攻角对箭体气动性能的影响,同时开展单喷管、多喷管喷流条件下的仿真研究... 可回收火箭返回时,需要依靠发动机进行点火减速制动,为得到逆向喷流条件下箭体气动性能的变化规律,通过对低空和高空两次点火过程进行数值仿真,分析来流马赫数和攻角对箭体气动性能的影响,同时开展单喷管、多喷管喷流条件下的仿真研究。结果表明,低空状态,逆向喷流会导致全箭轴向力系数绝对值减小,且喷流数目越多,轴向力系数绝对值越小。小攻角条件下,逆向喷流会引起全箭压心大幅前移,随着开机台数增加,压心前移越多。高空条件下,喷流膨胀区和来流存在强烈的相互干扰,导致轴向力系数减小明显,其绝对值在0.04以内,0°~10°攻角内箭体法向力系数绝对值小于0.1,随着来流静压增加,法向力系数绝对值小于0.1的攻角区间减小。 展开更多

关键词 可回收火箭 低空逆向喷流 高空逆向喷流 气动特性 数值仿真

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不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究

2

作者 黎凯昕 董昊 +1 位作者 张旭东 王元靖 《西华大学学报（自然科学版）》 CAS 2024年第2期18-28,共11页

文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减... 文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减小钝头体的阻力系数,迎角为2°时阻力系数可减小32.53%;迎角较小时,同轴逆向喷流可有效减小壁面斯坦顿数,迎角较大时,迎风面壁面斯坦顿数较大,背风面壁面斯坦顿数大幅减小;逆向喷流与钝头体轴向夹角的变化对流场及减阻降热效果产生影响,喷流与轴线夹角增大,迎风面壁面压强逐渐减小,存在使壁面斯坦顿数峰值取得最优解的喷流角度;较同轴逆向喷流,来流迎角为5°时,壁面斯坦顿数峰值可减小9.02%,来流迎角为8°时,减阻效果最高可提升1.92%。 展开更多

关键词 逆向喷流 流动控制 减阻降热 超声速 迎角

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高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动DSMC仿真

3

作者 吴俊林 李中华 +2 位作者 彭傲平 李埌全 梁杰 《气体物理》 2023年第5期38-45,共8页

逆向发动机常用于对飞行器进行减速或分离。为研究高空稀薄条件下逆向发动机喷流和自由来流的相互作用,构建了由两个逆向喷流和高超声速自由来流相互干扰形成的稀薄流场。通过直接模拟Monte Carlo(direct simulation Monte Carlo,DSMC)... 逆向发动机常用于对飞行器进行减速或分离。为研究高空稀薄条件下逆向发动机喷流和自由来流的相互作用,构建了由两个逆向喷流和高超声速自由来流相互干扰形成的稀薄流场。通过直接模拟Monte Carlo(direct simulation Monte Carlo,DSMC)仿真发现在稀薄来流条件下会形成大面积相互干扰区,且该干扰区存在严重非定常流动现象。初步分析认为,该干扰区的范围和非定常演化过程与自由来流动能和逆向发动机喷流流量紧密相关。 展开更多

关键词 稀薄非定常现象 逆向喷流 高空 直接模拟Monte Carlo方法 大范围干扰区

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类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流降热

4

作者 周朗 徐春光 《中山大学学报（自然科学版）（中英文）》 CAS CSCD 北大核心 2023年第2期156-164,共9页

采用三维N-S方程和SST k-ω湍流模型,对类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流流场进行了数值模拟。利用文献实验模型,对数值模拟方法的准确性进行了验证。在此基础上,对不同孔径、孔距和喷孔扩张角下,逆向喷流的降热机理和效果进行了分析... 采用三维N-S方程和SST k-ω湍流模型,对类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流流场进行了数值模拟。利用文献实验模型,对数值模拟方法的准确性进行了验证。在此基础上,对不同孔径、孔距和喷孔扩张角下,逆向喷流的降热机理和效果进行了分析。结果表明,在多孔逆向喷流配置合适的情况下,会显著改变飞行器前缘流场结构,能有效降低飞行器前缘热流。随着喷孔扩张角和孔径的增加,降热效果有所提升;随着喷孔直径的减小,降热性能降低。此外,建立了孔径和孔距的关联参数,发现在孔径与孔距比值一定时,孔径越小,降热性能越好。 展开更多

关键词 高超声速 降热 多孔 逆向喷流 尖锐前缘

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逆向喷流技术在高超声速飞行器上的应用 被引量：15

5

作者 邓帆 谢峰 +4 位作者 黄伟 张栋 焦子涵 尘军 柳森 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第4期485-495,共11页

高阻力和强烈的气动加热是高超声速飞行器气动设计研究中遇到的两个主要问题。作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在减阻防热方面的良好效果日益成为研究热点。本文围绕逆向喷流技术在不同外形飞行器上的应用,梳理了其技术发展情况... 高阻力和强烈的气动加热是高超声速飞行器气动设计研究中遇到的两个主要问题。作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在减阻防热方面的良好效果日益成为研究热点。本文围绕逆向喷流技术在不同外形飞行器上的应用,梳理了其技术发展情况,包括逆向喷流的压比、质量流率以及冷却剂等关键参数的研究,逆向喷流可有效应用于高速再入体的防热,钝头体和升力体的减阻。对其自身表现出的典型物理现象,如流动模态转换、自激振荡的机理进行了详细分析,同时介绍了作者所在研究团队在逆向喷流技术应用于高超声速飞行器上所取得的研究成果,包括飞行器升阻比的提升效果以及滑翔状态下逆向喷流的周期性振荡特性,为此技术在未来的进一步工程化应用提供一定参考及借鉴。 展开更多

关键词 逆向喷流 高速飞行器 压比 质量流率 流动模态转换 减阻 防热

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逆向喷流流场模态分析及减阻特性研究 被引量：19

6

作者 何琨 陈坚强 董维中 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第4期438-445,共8页

逆向喷流减阻的基本原理是利用逆向高速喷流与飞行器绕流的相互作用,使飞行器周围的流场结构发生变化,致使飞行器的气动特性发生改变,从而改善飞行器的气动性能．利用数值模拟方法对轴对称球头、截锥的逆向喷流流场开展了研究,考虑了高... 逆向喷流减阻的基本原理是利用逆向高速喷流与飞行器绕流的相互作用,使飞行器周围的流场结构发生变化,致使飞行器的气动特性发生改变,从而改善飞行器的气动性能．利用数值模拟方法对轴对称球头、截锥的逆向喷流流场开展了研究,考虑了高温非平衡化学反应对流场的影响．模拟了球头和截锥在不同总压比时流场不同的模态:长穿透流模态(LPM)和短穿透流模态(SPM),得到了不同模态下钝体表面压力、气动力系数和不同模态之间转换的瞬态效应．简单分析了喷流在减阻方面的应用,给出了几个喷口参数与减阻效率之间的关系,提出了喷流减阻工程应用时应考虑的主要因素． 展开更多

关键词 超声速流动 逆向喷流 减阻 短穿透模态 长穿透模态

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超声速逆向喷流的减阻与降热 被引量：11

7

作者 王兴 裴曦 +1 位作者 陈志敏 徐敏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期261-264,共4页

利用流动控制技术改变流场结构的方法,对逆向冷喷流将激波推离物体表面以达到减阻减热的效果,进行了数值模拟计算。通过计算给出了钝头体在超声速流场中有无逆向喷流的压力场和温度场的比较,结果表明,逆向喷流对钝头体表面的减阻和减热... 利用流动控制技术改变流场结构的方法,对逆向冷喷流将激波推离物体表面以达到减阻减热的效果,进行了数值模拟计算。通过计算给出了钝头体在超声速流场中有无逆向喷流的压力场和温度场的比较,结果表明,逆向喷流对钝头体表面的减阻和减热起到了明显的作用。 展开更多

关键词 超声速流 逆向喷流+ 阻力 数值仿真

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超声速钝体逆向喷流减阻的数值模拟研究 被引量：11

8

作者 周超英 纪文英 +1 位作者 张兴伟 邓立君 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第2期159-163,238,共5页

为研究逆向喷流技术对超声速钝体减阻的影响,采用标准k-ε湍流模型,通过求解二维Navier-Stokes方程对超声速球头体逆向冷喷流流场进行了数值模拟,并着重分析了喷口总压、喷口尺寸对流场模态和减阻效果的影响。计算结果显示:随着喷流总... 为研究逆向喷流技术对超声速钝体减阻的影响,采用标准k-ε湍流模型,通过求解二维Navier-Stokes方程对超声速球头体逆向冷喷流流场进行了数值模拟,并着重分析了喷口总压、喷口尺寸对流场模态和减阻效果的影响。计算结果显示:随着喷流总压的变化,流场可出现两种流动模态,即长射流穿透模态和短射流穿透模态;喷流能使球头体受到的阻力明显减小;存在最大减阻临界喷流总压值(在所研究参数范围内最大减阻可达51.1%);在其它喷流物理参数不变时,随着喷口尺寸的增大,同一流动模态下的减阻效果下降。本文的研究对超声速钝体减阻技术在工程上的应用具有一定的参考价值。 展开更多

关键词 超声速 逆向喷流 钝体 减阻 临界喷流总压

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高超声速逆向喷流数值模拟和风洞试验 被引量：10

9

作者 董昊 张旭东 +2 位作者 刘是成 程克明 赵炜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第4期101-109,共9页

作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得... 作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验。结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好。 展开更多

关键词 高超声速 逆向喷流 流动控制 数值模拟 风洞试验 气动热 喷流压比

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高超声速单/多喷管逆向喷流降热特性研究 被引量：2

10

作者 黄喜元 李小艳 +2 位作者 杨勇 陈智 苗文博 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2021年第4期45-49,共5页

作为一种主动热防护技术,逆向喷流因其可以显著地降低飞行器的气动加热环境,是未来主动热防护系统的一种有效的选择。本文重点开展逆向喷流降热技术的研究,围绕单喷管和多喷管逆向喷流降热技术,针对高超声速飞行器头部研究了两种逆向喷... 作为一种主动热防护技术,逆向喷流因其可以显著地降低飞行器的气动加热环境,是未来主动热防护系统的一种有效的选择。本文重点开展逆向喷流降热技术的研究,围绕单喷管和多喷管逆向喷流降热技术,针对高超声速飞行器头部研究了两种逆向喷流降热方案的降热特性,研究表明单喷管逆向喷流降热具有局限性,多喷管逆向喷流降热更具鲁棒性和工程适应性,具有更广阔的应用前景。 展开更多

关键词 逆向喷流 气动加热 降热 高超声速飞行器

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钝体逆向喷流减阻降温数值模拟 被引量：5

11

作者 王立强 钱勤建 《弹箭与制导学报》 北大核心 2019年第1期55-59,共5页

采用基于SST湍流模型的N-S方程的CFD(computational fluid dynamics)数值模拟方法开展逆向喷流技术对超声速钝体减阻降温影响的研究。首先验证了文中采用的数值方法的可靠性,在此基础上对喷流质量流量变化及喷口尺寸变化对钝体产生的减... 采用基于SST湍流模型的N-S方程的CFD(computational fluid dynamics)数值模拟方法开展逆向喷流技术对超声速钝体减阻降温影响的研究。首先验证了文中采用的数值方法的可靠性,在此基础上对喷流质量流量变化及喷口尺寸变化对钝体产生的减阻降温效果的影响进行数值仿真及详细分析。计算结果显示:流场中可出现三种流动模态,即长射流穿透模态、振荡模态和短射流穿透模态;增大质量流量,阻力减小,热流减小;增大喷口直径,阻力减小,热流减小。文中的研究对钝体减阻降温技术在工程上的应用具有一定的参考价值。 展开更多

关键词 逆向喷流 减阻降温 质量流量 流动模态 穿透模式

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高超声速飞行器气动杆和逆向喷流复合构型气动阻力优化 被引量：1

12

作者 王毅 姚卫星 《机械设计与制造工程》 2020年第9期1-5,共5页

建立了高超声速飞行器气动杆和逆向喷流复合构型的CFD数值模型,其中流场空间离散采用AUSM+格式,湍流模拟采用Menter's SST k-ω两方程模型。分析结果表明,带喷流构型的再附激波强度弱于不带喷流构型,在气动杆前端安装逆向喷流可以... 建立了高超声速飞行器气动杆和逆向喷流复合构型的CFD数值模型,其中流场空间离散采用AUSM+格式,湍流模拟采用Menter's SST k-ω两方程模型。分析结果表明,带喷流构型的再附激波强度弱于不带喷流构型,在气动杆前端安装逆向喷流可以提高系统的减阻性能。选择气动杆长径比、喷口直径及喷流总压比作为设计变量,以喷流质量流为约束条件、模型气动阻力系数为目标函数,在Kriging代理模型上进行了带喷流构型的气动阻力优化,优化后带喷流构型流场中的再附激波强度明显弱于优化前,气动阻力系数降低了67.17%。 展开更多

关键词 飞行器 气动杆 逆向喷流 阻力优化 再附激波 代理模型

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钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究 被引量：2

13

作者 王立强 钱勤建 《航空科学技术》 2019年第5期75-81,共7页

本文采用基于结构化网格的Navier-Stokes方程数值模拟方法,开展基于不同来流迎角逆向喷流技术的钝体减阻降温影响研究。结果显示,随着来流迎角变化,无喷流状态的钝体阻力大小基本无变化,而有喷流状态的阻力随迎角增大而单调增大,上母线... 本文采用基于结构化网格的Navier-Stokes方程数值模拟方法,开展基于不同来流迎角逆向喷流技术的钝体减阻降温影响研究。结果显示,随着来流迎角变化,无喷流状态的钝体阻力大小基本无变化,而有喷流状态的阻力随迎角增大而单调增大,上母线有喷流状态热流值均小于无喷流状态,而下母线远离喷口位置的壁面温度基本无减少。背风侧与迎风侧的壁面压力及热流分布发生明显变化。 展开更多

关键词 结构化网格 数值模拟方法 迎角 逆向喷流 减阻降温

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逆向喷流主动流动控制及减阻机理研究 被引量：1

14

作者 范冰 黄杰 单先阳 《机械设计与制造工程》 2020年第12期68-72,共5页

为了研究逆向喷流主动流动控制及其减阻效率,建立了带逆向喷流的高超声速钝头体CFD数值模型。气动力分析采用基于有限体积方法的AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω两方程湍流模型,喷口定义为压力入口。分析结果表明:逆向喷流将... 为了研究逆向喷流主动流动控制及其减阻效率,建立了带逆向喷流的高超声速钝头体CFD数值模型。气动力分析采用基于有限体积方法的AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω两方程湍流模型,喷口定义为压力入口。分析结果表明:逆向喷流将弓形激波推离钝头体,降低了激波强度和气动阻力;喷流表现出两种模态,当喷流总压比低于临界总压比时,喷流呈现长穿透模态(LPM),高于临界总压比时,喷流呈现短穿透模态(SPM);在LPM和SPM各自的范围内增加喷流总压比和喷口尺寸均能提高逆向喷流的减阻效率;喷流从LPM转换为SPM时会出现气动阻力陡增现象。 展开更多

关键词 逆向喷流 流动控制 高超声速 减阻 数值方法

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固体药燃气逆向喷流热防护有效性分析

15

作者 沈斌贤 刘伟强 尹亮 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期31-36,共6页

针对高超声速飞行器逆向喷流介质供应,采用固体药燃烧产生的燃气作为喷流的介质,来减小供应系统的质量与体积。采用数值计算的方法对高速飞行器球头逆向喷流流场进行数值模拟,分析不同飞行条件下高温燃气对球头热防护的影响。研究表明,... 针对高超声速飞行器逆向喷流介质供应,采用固体药燃烧产生的燃气作为喷流的介质,来减小供应系统的质量与体积。采用数值计算的方法对高速飞行器球头逆向喷流流场进行数值模拟,分析不同飞行条件下高温燃气对球头热防护的影响。研究表明,采用高温燃气会减弱逆向喷流的热防护效果,但是对比无逆向喷流的驻点热流,最大热流仍然存在大幅度的下降。通过调节喷流压力,在不增加喷流质量的情况下,高温燃气逆向喷流可以取得与常温介质一致的热防护效果。针对6马赫数以上的飞行,现有的固体药燃气温度能够对飞行器头部实现有效的热防护。 展开更多

关键词 高速飞行器 逆向喷流 热防护 燃气

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逆向喷流激波针减阻防热特性

16

作者 何天琦 罗世彬 《电子技术与软件工程》 2020年第2期59-63,共5页

本文阐述了提高喷流激波针的减阻防热性能并探索肩部热斑问题的解决方法,采用Fluent软件有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并选用SST(k-omega)湍流模型,分别对不同长度的喷流激波针以及不同喷流压比的流场进行了数值模拟。仿真结果... 本文阐述了提高喷流激波针的减阻防热性能并探索肩部热斑问题的解决方法,采用Fluent软件有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并选用SST(k-omega)湍流模型,分别对不同长度的喷流激波针以及不同喷流压比的流场进行了数值模拟。仿真结果表明:增加喷流激波针长度以及喷流压比有助于提高其减阻防热性能,当L/R≥3,喷流压比≥0.3时,可有效解决钝头体肩部热斑问题,但随参数的增长减阻防热性能提升的趋势会减弱。 展开更多

关键词 高超声速 逆向喷流 激波针 减阻防热 数值模拟

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超声速飞行器减阻盘与逆向喷流组合构型减阻防热性能研究

17

作者 许阳 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2023年第1期77-85,共9页

为降低超声速飞行器气动力和热载荷,采用数值方法对应用减阻盘与逆向喷流组合构型的钝体飞行器的气动性能进行了研究。首先,对仿真计算模型和数值计算方法进行了简要介绍。然后,进行了网格无关性校验和数值方法校验。最后,开展了仿真验... 为降低超声速飞行器气动力和热载荷,采用数值方法对应用减阻盘与逆向喷流组合构型的钝体飞行器的气动性能进行了研究。首先,对仿真计算模型和数值计算方法进行了简要介绍。然后,进行了网格无关性校验和数值方法校验。最后,开展了仿真验证,分析了喷嘴直径比、减阻杆长径比、减阻盘直径比和逆向喷流总压比对减阻和防热性能的影响规律。研究结果表明:增加喷嘴直径比,减阻和防热效率均增大;增加减阻杆长径比,减阻和防热效率均先减小后增大;减阻盘直径比对减阻和防热性能影响不大;增加逆向喷流总压比可以显著改善防热性能,但会降低减阻效率。适当选取减阻盘与逆向喷流参数,最优构型可达到40.9%的减阻效率,同时防热效率达到72.2%。 展开更多

关键词 超声速流动 减阻盘 逆向喷流 减阻 防热

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球头体逆向喷流减阻的数值模拟研究 被引量：9

18

作者 周超英 纪文英 +1 位作者 张兴伟 邓立君 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2013年第1期441-447,共7页

为研究逆向喷流对超声速球头体减阻的影响,该文结合标准k-ε湍流模型,通过求解轴对称和三维Navier-Stokes方程,数值模拟了超声速球头体逆向冷喷流流场,着重分析了喷口总压、喷口尺寸及攻角对流场模态和减阻效果的影响。计算结果显示:喷... 为研究逆向喷流对超声速球头体减阻的影响,该文结合标准k-ε湍流模型,通过求解轴对称和三维Navier-Stokes方程,数值模拟了超声速球头体逆向冷喷流流场,着重分析了喷口总压、喷口尺寸及攻角对流场模态和减阻效果的影响。计算结果显示:喷流能使球头体受到的阻力明显减小;随着喷流总压的增大,在不同喷口尺寸和攻角下,流场均先后经历长射流和短射流穿透模态;存在最大减阻临界喷流总压值,该值与喷口尺寸比呈近似的线性关系,在所研究参数范围内最大减阻可达54.7%;随着攻角的增大,流场的不对称性加强,减阻效果下降。该文的研究对超声速钝体减阻技术在工程上的应用具有一定的参考价值。 展开更多

关键词 空气动力学 减阻 数值模拟 钝体 逆向喷流

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再入飞行器鼻锥逆向喷流对流场及气动热的影响 被引量：10

19

作者 戎宜生 刘伟强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第8期1552-1557,共6页

使用计算流体力学(CFD)方法研究逆向喷流热防护系统对降低再入飞行器鼻锥物面热流的效果,获得了流场参数,回流再附点位置,物面压力分布以及热流分布。分析了逆向喷流对降低物面热流的物理机理,喷流通过与来流相互作用形成马赫盘,将来流... 使用计算流体力学(CFD)方法研究逆向喷流热防护系统对降低再入飞行器鼻锥物面热流的效果,获得了流场参数,回流再附点位置,物面压力分布以及热流分布。分析了逆向喷流对降低物面热流的物理机理,喷流通过与来流相互作用形成马赫盘,将来流导流到四周,不与物面直接作用形成气动加热,同时喷流回流形成低温区,降低物面与接触气体的温差,进而降低了物面热流。随着总压比率增大,这种效果越明显,气动加热越轻。为更合理分析喷流强度对流场及传热量的影响,将总压比率和流量相结合,提出了新的参数RPA。分析该参数的应用效果,结果发现不同的流量与总压比率组合成相同的参数RPA,可以实现相同的激波位置、再附点位置、表面热流峰值位置和总传热量。这说明该参数可用于表征喷流强度,用以分析喷流对流场及传热量的影响。 展开更多

关键词 逆向喷流 气动加热 总压比率 流量 热防护系统

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迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究 被引量：10

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作者 陆海波 刘伟强 《物理学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期372-377,共6页

对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统的冷却效果进行了分析,研究了相同总压不同流速的逆向喷流对组合结构的流场、气动受力及壁面传热的影响.通过与相关的实验结果对比,验证了数值方法的可靠性.研究发现:该结构能够有效地对飞行器鼻锥... 对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统的冷却效果进行了分析,研究了相同总压不同流速的逆向喷流对组合结构的流场、气动受力及壁面传热的影响.通过与相关的实验结果对比,验证了数值方法的可靠性.研究发现:该结构能够有效地对飞行器鼻锥表面进行冷却,引入很小总压的逆向喷流(逆喷总压比PR=0.1),组合结构的冷却效果就可以远远优于单一的迎风凹腔;相同逆向喷流总压下,逆喷速度越高,逆喷流量越大,外壁面的冷却效果越好;随逆喷流速提高,气动阻力也进一步减小.本文研究的组合结构非常适用于远程、需长时间飞行的高超声速飞行器的热防护. 展开更多

关键词 热防护系统 高超声速 迎风凹腔 逆向喷流

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