【摘 要】
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目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理.方法通过计算流体力学（CFD）方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘
【机 构】
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中国运载火箭技术研究院研究发展中心,中国航天空气动力技术研究院
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目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理.方法通过计算流体力学（CFD）方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激波干扰及翼后段布置射流孔,并设计射流流动参数,开展射流总压与来流总压比率在0.002-0.02范围内的流场仿真计算,获得局部流动及表面热流分布特性,针对计算结果进行对比分析.结果随着总压比率逐渐增大,激波干扰以及机翼后段射流孔区域热流均显著降低,降幅达76%-99%.翼中段无射流典型
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