【摘 要】
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本文以高超声速飞行器HB-2为物理模型,采用二维轴对称的N-S方程组对迎风凹腔热防护系统进行了数值研究,主要考察了激波脱体距离、凹腔流态分布、壁面热流分布和流场非定常性
【机 构】
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中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京海淀区100190
【出 处】
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高温气体动力学国家重点实验室2014年度夏季学术研讨会
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本文以高超声速飞行器HB-2为物理模型,采用二维轴对称的N-S方程组对迎风凹腔热防护系统进行了数值研究,主要考察了激波脱体距离、凹腔流态分布、壁面热流分布和流场非定常性以及降热机理等内容.计算结果发现:迎风凹腔能增加激波脱体距离,浅凹腔使弓形激波更接近正激波,而深凹腔能使脱体激波出现不常见的鼓包状.凹腔内壁热流值小于无凹腔的驻点热流值,大直径的深凹腔具有良好的降热效果,随着深宽比L/D的增加凹腔冷却效应也逐渐增强,凹腔对导弹后体的壁面热流影响较小;数值结果还发现L/D=1.3的小直径凹腔外壁面的热流为负值,表明壁面附近温度降至了壁面恒温以下.浅凹腔的压力振荡频率高而振幅小,深凹腔的压力振荡频率低而振幅大,L/D=0.7以上的深凹腔具有自持振荡的特性.最后从能量的角度探讨了凹腔的降热机制,凹腔流动导致脱体激波的非定常振荡是降热的主要原因.
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