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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

陆海波 刘伟强

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

陆海波, 刘伟强
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  • 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.
      通信作者: 陆海波, lhbboo@sohu.com
    • 基金项目: 国家自然科学基金(批准号:90916018)和 高等学校博士学科点专项科研基金(批准号:200899980006)资助的课题.
    [1]

    Zheng T L,Zou J C,Yu B 2005 Chinese J.Aeronaut.18 372

    [2]

    Ye H,Geng X 2011 Sci.China:Tech.Sci.41 102 (in Chinese) [叶宏, 耿雪 2011 中国科学:技术科学 41 102]

    [3]

    Hartmann J,Troll B 1922 Phys.Rev.20 719

    [4]

    Burbank P B,Stallings R L 1959 NASA TM X-221

    [5]

    Yuceil B,Dolling D S,Wilson D 1993 AIAA 1993-2742

    [6]

    Silton S I,Goldstein D B 2000 AIAA 2000-0204

    [7]

    Silton S I,Goldstein D B 2005 J.Fluid Mech.528 297

    [8]

    Saravanan S,Jagadeesh G,Reddy K P J 2009 J.Spacecraft Rockets 46 557

    [9]

    Engblom W A,Goldstein D B 1997 J.Spacecraft Rockets 34 437

    [10]

    Warren C H E 1960 J.Fluid Mech.8 400

    [11]

    Meyer B,Nelson H F,Riggins D 2001 J.Aircraft 38 680

    [12]

    Aso S,Hayashi K,Mizoguchi M 2002 AIAA 2002-0646

    [13]

    Hayashi K,Aso S 2003 AIAA 2003-4041

    [14]

    Hayashi K,Aso S,Tani Y 2006 J.Spacecraft Rockets 43 233

    [15]

    Tian T,Yan C 2008 J.Beijing Univ.Aero.Astron.34 9 (in Chinese)[田婷,阎超 \2008 北京航空航天大学学报 34 9]

  • [1]

    Zheng T L,Zou J C,Yu B 2005 Chinese J.Aeronaut.18 372

    [2]

    Ye H,Geng X 2011 Sci.China:Tech.Sci.41 102 (in Chinese) [叶宏, 耿雪 2011 中国科学:技术科学 41 102]

    [3]

    Hartmann J,Troll B 1922 Phys.Rev.20 719

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    [5]

    Yuceil B,Dolling D S,Wilson D 1993 AIAA 1993-2742

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    Silton S I,Goldstein D B 2000 AIAA 2000-0204

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    Silton S I,Goldstein D B 2005 J.Fluid Mech.528 297

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    Saravanan S,Jagadeesh G,Reddy K P J 2009 J.Spacecraft Rockets 46 557

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    Engblom W A,Goldstein D B 1997 J.Spacecraft Rockets 34 437

    [10]

    Warren C H E 1960 J.Fluid Mech.8 400

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    Meyer B,Nelson H F,Riggins D 2001 J.Aircraft 38 680

    [12]

    Aso S,Hayashi K,Mizoguchi M 2002 AIAA 2002-0646

    [13]

    Hayashi K,Aso S 2003 AIAA 2003-4041

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    Hayashi K,Aso S,Tani Y 2006 J.Spacecraft Rockets 43 233

    [15]

    Tian T,Yan C 2008 J.Beijing Univ.Aero.Astron.34 9 (in Chinese)[田婷,阎超 \2008 北京航空航天大学学报 34 9]

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出版历程
  • 收稿日期:  2011-06-30
  • 修回日期:  2011-07-27
  • 刊出日期:  2012-03-05

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

  • 1. 国防科技大学航天与材料工程学院, 长沙 410073
  • 通信作者: 陆海波, lhbboo@sohu.com
    基金项目: 

    国家自然科学基金(批准号:90916018)和 高等学校博士学科点专项科研基金(批准号:200899980006)资助的课题.

摘要: 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.

English Abstract

参考文献 (15)

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