作者：陈洪波; 李小艳; 黄喜元; 陈智高超声速射流翼前缘气动加热降热
摘要：目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理.方法通过计算流体力学（CFD）方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激波干扰及翼后段布置射流孔,并设计射流流动参数,开展射流总压与来流总压比率在0.002-0.02范围内的流场仿真计算,获得局部流动及表面热流分布特性,针对计算结果进行对比分析.结果随着总压比率逐渐增大,激波干扰以及机翼后段射流孔区域热流均显著降低,降幅达76%-99%.翼中段无射流典型位置总压比率为0.002时热流增高,增幅为11%-24%,随着射流总压增大热流降低,降幅达68%-86%.高射流总压比率局部射流孔前热流增大2倍以上.结论射流影响下降热机理是射流将高温气体推离壁面,局部表面热流显著降低.低射流总压比率亚音速射流作用区域向下游延伸距离短,不会引起局部再附热流增大.高射流总压比率音速射流降热影响向下游明显延伸,增强射流强度可以增加延伸区长度,同时会诱导局部射流孔前再附热流显著增大.
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