高超聲速進氣道氣膜冷卻數(shù)值研究.pdf

1、高超聲速進氣道是超燃沖壓發(fā)動機的重要組成部分,其嚴(yán)重的氣動熱是進氣道初步設(shè)計中需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)問題之一。主動式氣膜冷卻被認(rèn)為是高超聲速飛行器表面的一種理想熱防護措施之一,因此研究與之相關(guān)的流動規(guī)律與傳熱特性對有效地保護進氣道、指導(dǎo)進氣道設(shè)計有著重要的意義。本文以德國亞琛工業(yè)大學(xué)激波風(fēng)洞實驗室對進氣道簡化的實驗?zāi)Ｐ秃蛯嶒灁?shù)據(jù)為依據(jù)進行數(shù)值計算,并對冷卻氣體質(zhì)量流量和影響冷卻效率的主要參數(shù)開展了系統(tǒng)的研究,進而對高超聲速進氣道氣膜冷卻流場

2、的特性和影響因素進行分析。
　　 經(jīng)與實驗結(jié)果對比,模擬值與實驗值較為接近,結(jié)果可信。通過對吹風(fēng)比、狹縫寬度、吹風(fēng)角度、冷卻工質(zhì)與主流的比熱比、主流單位雷諾數(shù)、行程長度、主流馬赫數(shù)及溫度等因素對冷卻效率的影響進行研究后,總結(jié)出:在高超聲速層流中氣膜冷卻對減少機體熱負(fù)倚是很有效的方法,且所需要的冷卻氣體質(zhì)量流量較少;在本文的研究范圍內(nèi),當(dāng)其他參數(shù)不變時,冷卻效率分別隨著吹風(fēng)比、狹縫寬度、主流單位雷諾數(shù)、行程長度、主流馬赫數(shù)及溫度的