【摘 要】
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现有的热防护手段,如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热等,难以满足先进高超声速飞行器的防热要求,限制了高超声速飞行器的发展。文章以飞行器头锥部位为研究对象,采用基于主
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现有的热防护手段,如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热等,难以满足先进高超声速飞行器的防热要求,限制了高超声速飞行器的发展。文章以飞行器头锥部位为研究对象,采用基于主动气膜冷却的射流热防护方法来降低高温部位的热流密度和温度,通过仿真分析研究该典型结构不同射流方案下的射流干扰流场热环境特点及规律。研究结果表明:单孔射流情况下,射流入口速度相同时,射流孔径越大,热流密度峰值越小,但需要的射流流量也越大;同样射流入口孔径时,扩张孔比直孔方案的热流密度小,而消耗射流流量基本相同。多微孔射流能将热流密度峰值降低50%
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