目的 针对未来高超声速飞行器(飞行速度20 Ma),提出一种主动式气膜冷却防热技术,并计算验证其有效性.方法 通过求解三维N-S方程组,采用PARK-1的5组分(N2,O2,N,O,NO)17方程有限速率化学反应模型,考虑了真实气体效应;针对典型的钝头体外形,在头部驻点处构造单个气膜冷却微孔,向外喷射冷却气体,计算了飞行马赫数为20、高度在30 km以下的气膜冷却效率.结果 与无气膜冷却相比,有气膜冷却时,气膜孔附近等温壁面(300 K)热流密度的最高降幅约90％,冷却气体有效覆盖面积可达到约孔出口面积的10倍.结论 气膜冷却在未来高超声速飞行器防热中具有广阔的应用前景.
高超声速飞行器 热环境 气膜冷却 计算流体力学