關(guān)鍵詞：翼前緣 疏導(dǎo)式熱防護(hù) 高溫?zé)峁?emsp;數(shù)值模擬 電弧風(fēng)洞 

摘要：針對高超聲速飛行器飛行時(shí)翼前緣存在著嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問題,為了保證翼前緣的尖銳外形,提出疏導(dǎo)式熱防護(hù)結(jié)構(gòu),利用內(nèi)置高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)為翼前緣提供熱防護(hù)。采用數(shù)值模擬和電弧風(fēng)洞試驗(yàn)的方法對翼前緣疏導(dǎo)式結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析,得到翼前緣內(nèi)置高溫?zé)峁芫哂械姆罒嵝Ч?。?shù)值模擬結(jié)果表明在一定熱環(huán)境條件下,翼前緣駐點(diǎn)溫度下降了304 K,尾部最低溫度升高了130 K,實(shí)現(xiàn)了熱流從高溫區(qū)到低溫區(qū)的疏導(dǎo),減弱了翼前緣的熱載荷,強(qiáng)化了翼前緣的熱防護(hù)能力。通過電弧風(fēng)洞試驗(yàn)可以獲得相同的熱防護(hù)結(jié)果,并且在一定飛行條件下高溫?zé)峁芸梢宰赃m應(yīng)啟動(dòng),驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性以及翼前緣內(nèi)置高溫?zé)峁苁鑼?dǎo)式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的可行性。

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