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1、第23卷第5期航空动力学报Vol.23No.52008年5月JournalofAerospacePowerMay2008文章编号:100028055(2008)0520865206超声速气膜冷却数值模拟112王建,孙冰,魏玉坤(1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083;2.中国人民解放军空军第四飞行学院模拟训练中心,石家庄050071)摘要:应用SSTk2ω湍流模型,对三维粘性掺混流场进行了数值模拟,得到了切向入射的超声速气膜在不同吹风比和冷却通道下的绝热温比分布.计算结果表明:吹风比是决定超声速气膜冷却效果的重要因素,吹风比增大,冷却效果随之提高;冷却通道不同,冷却效率的分布规律
2、也不同,矩形孔在出口处存在冷却效果较低的区域;离散孔冷却通道在下游和冷却通道中间线上的冷却效果存在明显差异,侧向倾角的引入使这种差异消失;扩散孔和侧向倾角两种结构上游冷却效果好,但下游衰减更快;引入的评价参数可以为比较不同的气膜冷却方式提供参考.关键词:航空、航天推进系统;超声速;气膜冷却;数值模拟;绝热温比中图分类号:TK124文献标识码:ANumericalsimulationofsupersonicgaseousfilmcooling112WANGJian,SUNBing,WEIYu2kun(11SchoolofAstronautics,BeijingUniversityofAer
3、onauticsandAstronautics,Beijing100083,China;21SimulatorTrainingCenterofNO14FlyingCollegeoftheAirForceofPLA,Shijiazhuang050071,China)Abstract:TheSSTk2ωturbulencemodelwasemployedtosimulatenumerically3Dvis2cousmixingflowfieldinordertoinvestigatethesupersonicgaseousfilmcoolinginjectedfromdifferentcoo
4、lingchannelstangentially.Resultsshowthatblowingrateisanimportantfactor,theadiabaticfilmcoolingeffectivenessisenhancedwiththeincreaseoftheblowingrate.Throughdifferentcoolingchannels,thefilmcoolinghasdifferentdistributionrules,thecuboidschannelistheworstone.Thefilmcoolingeffectivenessisdifferentbet
5、ween2kindsofcenterlinesinthediscretecoolantchannels,whichcanbeavoidedbytheβangle.Thedistributionofadiabaticfilmcoolingeffectivenessonthewallindicatesthattheout2spreadholeandcolumnwithβarebetterintheforeside,butdeclinemorequickly.3valuableparametersareintroducedtoevaluatethesupersonicfilmcooling.K
6、eywords:aerospacepropulsionsystem;supersonic;gaseousfilmcooling;numericalsimulation;adiabaticfilmcoolingeffectiveness气膜冷却是指沿壁面切线方向或以一定的入对壁面进行热防护和化学防护,因此冷却薄膜能射角射入冷却气体,形成一层贴近受保护壁面的否较好地覆盖整个壁面及能否较长时间贴附壁面缓冲冷却薄膜,用以将壁面与高温气体环境隔离,流动是气膜冷却技术的关键.根据冷却剂入射马收稿日期:2007205208;修订日期:2007210222作者简介:王建(1983-),男,河北河间人,硕
7、士生,主要从事冲压和火箭发动机热防护方面的研究.©1994-2008ChinaAcademicJournalElectronicPublishingHouse.Allrightsreserved.http://www.cnki.net866航空动力学报第23卷赫数,气膜冷却可分为亚声速和超声速两种,与亚500K,总压和马赫数由吹风比M=(ρ2U2)/(ρ∞[1]声速气膜冷却相比,超声速气膜冷却效果更好,U∞)确定,其中ρ2,U2分别
