高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算

摘要：

采用CFD(计算流体动力学)技术,开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型,在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-J k-ε湍流模型,在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流,并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率,流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大.

关键词：航空、航天推进系统、气动热、超燃冲压发动机、转捩、CFD(计算流体动力学)

所属期刊栏目：22

分类号：V231.3(航空发动机（推进系统）)

资助基金：国家自然科学基金90505016

在线出版日期：2007-09-17（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：1297-1302