主要對不同孔型在不同質(zhì)量流量下對高超聲速逆噴流氣膜冷卻影響規(guī)律開展研究,得到不同孔型對氣膜冷卻效果的影響規(guī)律。采用CFD計算方法,對飛行高度為50 km,飛行馬赫數(shù)為15條件下圓柱孔、收縮孔、擴張孔、收縮-擴張孔4種孔型開展研究。研究顯示:小流量供氣時,收縮孔和圓柱孔會出現(xiàn)長穿透模態(tài)(LPM)工作狀態(tài),擴張孔和收縮-擴張孔則不會出現(xiàn);隨著噴流流量的增大,噴流會從LPM轉(zhuǎn)向短穿透模態(tài)(SPM),此時繼續(xù)增大氣膜噴流流量,并不會顯著增大冷卻收益。綜合整個流域的變化,擴張孔在高超聲速飛行器頭部逆流噴流氣膜冷卻中是比較穩(wěn)定可靠的氣膜冷卻孔。

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【部分圖文】：

圖1215g/s流量下收縮孔SPM模態(tài)的流場

圖11LPM工況下的激波再附圓柱孔與收縮孔類似,但是在較小流量如圖10(b)所示的0.5g/s流量時,噴流在圓柱孔內(nèi)不會加速,因此仍屬于亞聲速流動,不會表現(xiàn)出LPM特性。隨著流量增大,到1g/s時則表現(xiàn)出LPM特性,此時出口噴流達到聲速,同時會出現(xiàn)激波再附體的情況,出現(xiàn)熱流....

圖2計算結(jié)果與實驗結(jié)果的對比

選取高超聲速計算中常用的壁面壓力系數(shù)和壁面熱流密度作為氣體對壁面的力熱作用的表征參數(shù)[18]。計算得到的壁面壓力系數(shù)和壁面熱流密度結(jié)果和實驗結(jié)果的對比如圖2所示。其中圖2(a)為壁面壓力系數(shù)的計算結(jié)果,圖中Cp=(p-pref)/(0.5ρu2)為標(biāo)準(zhǔn)化的壓力系數(shù),式中p為當(dāng)?shù)?...

圖2計算結(jié)果與實驗結(jié)果的對比

圖2計算結(jié)果與實驗結(jié)果的對比2.2逆向噴流仿真方法驗證

圖74種孔型的計算網(wǎng)格及邊界條件

計算的邊界條件如圖7(a)所示。其中“1”為來流入口邊界,飛行馬赫數(shù)Ma=15,飛行攻角為0°,壓力為79.8Pa,溫度為270.65K,來流氣體為空氣組分設(shè)置為氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)22%,氮氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)78%�！�2”為對稱邊界�！�3”為輻射壁面,輻射系數(shù)取0.85�！�4”為高超聲速外....

本文編號：3911100