高超声速飞行器前缘主动冷却影响因素

主动冷却技术是目前高超声速飞行器发展的重点方向，对不同的主动冷却方式进行组合可实现优势互补，能为承受热流密度极高的飞行器前缘提供有效的热防护。以高超声速飞行器前缘气膜-发散组合冷却结构为研究对象，建立CFD数值计算模型，研究来流攻角为0°、4°和12°时对组合冷却效果的影响，对不同前缘上楔角构型的组合冷却效果进行分析。结果表明，攻角的出现使前缘模型上下半段的温差增大，上下壁面的温差最高可达639.2 K,攻角的改变通过影响外壁面压力的分布来影响结构中冷却剂的流量分配。增大前缘上楔角会使冷却剂向多孔介质下游输运的距离减小，外壁面温度与上楔角之间呈现近似线性增长的趋势。