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超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究

林佳 王建华

林佳, 王建华. 超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究[J]. 航空动力学报, 2014, (10): 2340-2347. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.10.009
引用本文: 林佳, 王建华. 超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究[J]. 航空动力学报, 2014, (10): 2340-2347. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.10.009
LIN Jia, WANG Jian-hua. Numerical investigation on space aero-thermodynamic characteristics of nose cone of supersonic flight[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, (10): 2340-2347. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.10.009
Citation: LIN Jia, WANG Jian-hua. Numerical investigation on space aero-thermodynamic characteristics of nose cone of supersonic flight[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, (10): 2340-2347. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.10.009

超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究

doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2014.10.009
基金项目: 

国家自然科学基金(91016016)

详细信息
    作者简介:

    林佳(1988- ),男,四川德阳人,硕士生,从事空天飞行器主动热防护技术研究.

  • 中图分类号: V231

Numerical investigation on space aero-thermodynamic characteristics of nose cone of supersonic flight

  • 摘要: 采用STAR-CCM+软件,用经过验证的湍流模型和方法,模拟空间(0~46km)环境中鼻锥模型在超声速飞行状态下的气动热特性,讨论了地面高焓风洞与空间飞行环境的区别.主要区别表现在如下3个方面:①要达到一定的滞止点温度,地面高焓风洞热环境依赖于超声速气动热与电弧加热的耦合作用;②在相同滞止温度的工况下,地面高焓风洞实验使得整个鼻锥实验件壁面都暴露在高温气流下,而空间飞行气动热主要集中在滞止点附近;③在相同滞止温度的工况下,空间飞行器的滞止区压力远远低于地面风洞实验压力.数值模拟揭示:相同来流马赫数下,随海拔高度增加,真实空间飞行条件下鼻锥滞止压力持续降低,而滞止温度则先下降然后升高;在同一空间高度下,随着来流马赫数增大,滞止温度和压力均呈抛物性增长,同时激波位置逐渐靠近前缘壁面,滞止区激波层变薄,但当来流马赫数高于4之后这种趋势将不再明显.

     

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出版历程
  • 收稿日期:  2013-07-04
  • 刊出日期:  2014-10-28

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