|
|||||
|
|
| 局部凸起在V形钝前缘模型中的降热特性研究 | |
| 作者姓名： | 李帅 姜振华 张珊 尹同 阎超 |
| 作者单位： | 北京航空航天大学航空科学与工程学院 |
| 基金项目： | 国家自然科学基金(92252201,11721202)；;中央高校基本科研业务费专项资金(YWF-23-SDHK-L-016)资助项目； |
| 摘 要： | 三维内转式进气道的唇口结构通常存在复杂的激波干扰及严酷的气动热载荷,严重威胁高超声速飞行器的性能与安全.在6.0马赫的高超声速流动中,以V形钝前缘模型为研究对象,设计了局部凸起的被动流动控制降热方案.采用数值模拟手段,首先研究了局部凸起方案的降热能力以及降热原理,然后初步优化了局部凸起的位置、高度以及宽度等关键设计参数,最后分析了优化后的局部凸起方案的攻角、侧滑角及马赫数的适用性.研究结果表明:上游凸起边缘形成的斜激波与主马赫反射结构形成的透射激波发生干扰,能够减弱其冲击壁面的强度,实现降热的目的;驻点凸起通过改变超声速射流的对撞角度,能够降低其对撞的强度,实现降热的目的.原始方案的降热能力约为37.75%,在对局部凸起的关键设计参数进行初步优化后,优化方案的降热能力将提升至44.60%.设计工况下的优化方案具有良好的攻角适用性,而高度可变的优化方案可以较好地适用于有侧滑角及高马赫数的流动.在研究范围内,高度可变的优化局部凸起方案的降热能力均高于20%. |
| 关 键 词： | 内转式进气道 V形钝前缘 气动热 流动控制 局部凸起 |