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题名高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究
被引量：10
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作者
陆海波
刘伟强
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机构
国防科技大学航天与材料工程学院
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出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第8期1013-1018,共6页
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基金
国家自然科学基金(90916018)
高等学校博士学科点专项科研基金(200899980006)
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文摘
对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。
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关键词
迎风凹腔
热防护
鼻锥
高超声速
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Keywords
Forward-facing cavity
Thermal protection
Nose-tip
Hypersonic
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名迎风凹腔及其组合体减阻防热技术研究进展
被引量：1
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作者
张杰
肖锋
黄伟
颜力
孟玉珊
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机构
国防科技大学空天科学学院
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出处
《航空兵器》
CSCD
北大核心
2021年第4期16-23,共8页
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基金
国家自然科学基金项目(11972368)。
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文摘
热防护技术是高超声速飞行器面向工程实际应用时必须要解决的关键技术之一。为实现更有效的减阻防热,学者们提出了多种热防护方案,其中迎风凹腔及其组合方式是最有效、最有发展前景的主动热防护方案之一。本文介绍了单一迎风凹腔及其与逆向射流、能量沉积、发散冷却等组合方案的作用机理并总结归纳了其研究现状。最后提出了对未来的展望,尤其是跟进并创新已有组合方案,并进行更多地面试验佐证数值模拟结果,以期早日应用于工程实际。
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关键词
减阻
防热
迎风凹腔
逆向射流
能量沉积
高超声速飞行器
热防护技术
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Keywords
drag reduction
thermal protection
forward-facing cavity
counterflowing jet
energy deposition
hypersonic vehicle
thermal protection technology
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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