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马海腾最新论文:高超音速空气翼模型舵轴附近离散气膜冷却的数值研究

论论资讯 | 2023-01-01 2热度

Numerical Heat Transfer; Part A: Applications

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Numerical study of discrete film cooling near the rudder shaft of a hypersonic air fin model

Dai S.; Ma H.; Xu Z.; Feng K.

Published:2023-01-01
DOI:10.1080/10407782.2023.2190939

热保护技术是一项重要的技术,可以帮助减轻高超声速飞行器上的空气动力加热。然而,如何在高超声速飞行器的尾翼轴上应用薄膜冷却技术仍然是一个未被深入探究的问题。一篇最新的论文在《Numerical Heat Transfer; Part A: Applications》期刊上发表了一篇题为《Numerical study of discrete film cooling near the rudder shaft of a hypersonic air fin model》的文章,对这个问题进行了研究。

研究背景

高超声速飞行器的尾翼轴连接着机身和空气翼片,因此会受到强烈的空气动力加热。热保护技术是一项重要的技术,可以帮助减轻这种加热。薄膜冷却技术是一种有前途的技术,但是在尾翼轴上的热保护性能以及主要设计参数背后的空气热力学机制仍未被深入探究。

研究内容

该论文通过数值模拟来评估离散薄膜冷却技术在高超声速流动中应用于尾翼轴上的热保护性能。在尾翼轴的上游平板上排列了三个离散的冷却孔。然后进行参数研究,以研究冷却孔位置和冷却剂喷射角度对尾翼轴热保护性能的影响。使用k-ω SST模型求解雷诺平均纳维-斯托克斯方程,采用无化学反应的理想气体。自由流总压力设置为0.6 MPa,冷却剂的总压力固定为12000 Pa。自由流的马赫数为6,单位雷诺数为7.65×10^6/m。研究发现,离散薄膜冷却技术可以通过消耗1.41×10^-4 kg/s的冷却剂为尾翼轴提供优异的热保护性能。对于垂直喷射的冷却剂,随着冷却孔进一步向尾翼轴上游移动,由于局部吹气比降低,冷却剂的分布从集中式转变为分散式,热保护性能会恶化。如果冷却孔位置固定,随着冷却剂喷射角度的减小,冷却喷流的冲击点从空气翼片底部转变为尾翼轴的前表面,并且更多的冷却剂会附着在间隙底部的平板上。

研究意义

该论文的创新点在于通过数值模拟探究了离散薄膜冷却技术在高超声速流动中应用于尾翼轴上的热保护性能。论文的研究结果可以为高超声速飞行器的热保护技术提供参考,为相关领域的研究提供了新思路。

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