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,其嚴重的氣動熱是進氣道初步設計中需要攻克的關鍵技術問題之一。主動式氣膜冷卻被認為是高超聲速飛行器表面的一種理想熱防護措施之一,因此研究與之相關的流動規(guī)律與傳熱特性對有效地保護進氣道、指導進氣道設計有著重要的意義。本文以德國亞琛工業(yè)大學激波風洞實驗室對進氣道簡化的實驗模型和實驗數(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)與實驗結果對比,模擬值與實驗值較為接近,結果可信。通過對吹風比、狹縫寬度、吹風角度、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,總結出:在高超聲速層流中氣膜冷卻對減少機體熱負倚是很有效的方法,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),當其他參數(shù)不變時,冷卻效率分別隨著吹風比、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