高温燃气风洞加热特性仿真分析

摘要：

提出了利用亚音速高温燃气流进行近空间高超飞行器热环境地面模拟的试验方案,在试验装置试验段,通过高温高速的燃气流引射低速的冷气流,达到仅使飞行器头锥驻点附近区域产生局部高温而其余头锥蒙皮表面低温的目的,对某型高超音速飞行器的头锥利用高温燃气进行加热并利用CFD( Computational Fluid Dynamics)方法对13种模拟工况进行了数值仿真分析.将数值模拟计算结果与飞行器在高超音速飞行状态下对应机体部位气动热的理论计算值进行了对比,证实了亚声速高温燃气热环境模拟方法的可行性,为高温燃气地面模拟设备技术方案论证提供了依据.

关键词：近空间、热环境、高超音速飞行器、高温燃气、数值仿真

所属期刊栏目：37

分类号：V216.5+1(基础理论及试验)

在线出版日期：2017-01-18（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共6页

页码：685-689,694