不同孔型对高超声速逆喷流气膜冷却影响

发布时间：2024-02-26 01:01

　　主要对不同孔型在不同质量流量下对高超声速逆喷流气膜冷却影响规律开展研究,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用CFD计算方法,对飞行高度为50 km,飞行马赫数为15条件下圆柱孔、收缩孔、扩张孔、收缩-扩张孔4种孔型开展研究。研究显示:小流量供气时,收缩孔和圆柱孔会出现长穿透模态(LPM)工作状态,扩张孔和收缩-扩张孔则不会出现;随着喷流流量的增大,喷流会从LPM转向短穿透模态(SPM),此时继续增大气膜喷流流量,并不会显著增大冷却收益。综合整个流域的变化,扩张孔在高超声速飞行器头部逆流喷流气膜冷却中是比较稳定可靠的气膜冷却孔。

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【部分图文】：

图1215g/s流量下收缩孔SPM模态的流场

图11LPM工况下的激波再附圆柱孔与收缩孔类似,但是在较小流量如图10(b)所示的0.5g/s流量时,喷流在圆柱孔内不会加速,因此仍属于亚声速流动,不会表现出LPM特性。随着流量增大,到1g/s时则表现出LPM特性,此时出口喷流达到声速,同时会出现激波再附体的情况,出现热流....

图2计算结果与实验结果的对比

选取高超声速计算中常用的壁面压力系数和壁面热流密度作为气体对壁面的力热作用的表征参数[18]。计算得到的壁面压力系数和壁面热流密度结果和实验结果的对比如图2所示。其中图2(a)为壁面压力系数的计算结果,图中Cp=(p-pref)/(0.5ρu2)为标准化的压力系数,式中p为当地....

图2计算结果与实验结果的对比

图2计算结果与实验结果的对比2.2逆向喷流仿真方法验证

图74种孔型的计算网格及边界条件

计算的边界条件如图7(a)所示。其中“1”为来流入口边界,飞行马赫数Ma=15,飞行攻角为0°,压力为79.8Pa,温度为270.65K,来流气体为空气组分设置为氧气质量分数22%,氮气质量分数78%。“2”为对称边界。“3”为辐射壁面,辐射系数取0.85。“4”为高超声速外....

本文编号：3911100