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为了研究高超声速流激波边界层干扰特性, 选取HIFiRE-2 (The Hypersonic International Flight Research
Experimentation 2)项目的高超声速流道为研究对象,采用k-棕SST 模型在无燃油工况下模拟计算地面试验过程,所得计算结果
与试验结果接近。在此基础上,分析激波边界层干扰过程、流动分离现象及入口马赫数对气动热影响。结果表明:随着入口马赫数增
大,激波角变小,激波强度提高,在尾喷管中激波反射次数减少;随着入口速度增大,边界层分离区范围变小,回流区的位置逐渐向
下游移动;加入气动耗散项后,流场的温度有一定升高,最大温升约为50 K。 相似文献
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