郭春海，张文武，向树红，张敏捷，童靖宇



高超声速飞行器主动气膜冷却热防护数值仿真研究

郭春海1，张文武1，向树红2，张敏捷2，童靖宇2

（1. 中国科学院宁波材料技术与工程研究所，宁波 315201；2. 北京卫星环境工程研究所可靠性与环境工程技术重点实验室，北京 100094）

为研究高超声速飞行器头部全覆盖保护情况下的气动热分布特征，文章提出一种微孔射流的主动气膜热防护方案，并对射流微孔分布进行优化；通过数值求解N-S方程，得到高超声速飞行器头部的驻点压力及表面、附近温度分布。研究结果表明，在主动气膜冷却热防护下，高超声速飞行器壁面温度可以降到1000K以下。该方案可为未来高超声速飞行器的外壳设计提供参考。

高超声速；微孔射流；气膜冷却；数值模拟

0 引言

高超声速一般指流动或飞行的速度超过5倍声速，即＞5。高超声速飞行将产生剧烈的气动激波摩擦生热，严重情况下，会产生万度以上高温等离子体[1]。因此，对高超声速飞行器进行充分的热防护是十分必要的。

热防护是高超声速飞行器的关键技术，国内外学者进行了许多研究工作。1921年Hartmann等[2]提出了在高超声速飞行器的头部加工小孔以产生声波并改变激波频率。1959年Burbank等[3]首先将头部加工小孔的方法应用到了高超声速飞行器的热防护上。Engblom等[4]研究了微孔的直径与深度之比值为0.75和2的飞行器正向微孔附近的热流分布和压力分布。Yuceil等[5]利用红外摄像仪研究了大直径浅腔周围的温度分布，发现在浅腔周围形成一个冷却环，其温度明显低于飞行器球形鼻锥的表面温度。……