带超声速气膜高超声速光学头罩气动光学效应抑制实验 被引量：7

1

作者 丁浩林 易仕和 +2 位作者 赵鑫海 易君如 葛勇 《气体物理》 2018年第6期26-34,共9页

高超声速(Ma_∞=6.0)炮风洞中带超声速(Ma_c=3.0)喷流光学头罩受到周围绕流影响出现气动光学畸变.利用基于背景纹影(background oriented schlieren, BOS)的波前测试方法测量了光学波前畸变.研究结果表明:瞄视误差(bore sight error, B... 高超声速(Ma_∞=6.0)炮风洞中带超声速(Ma_c=3.0)喷流光学头罩受到周围绕流影响出现气动光学畸变.利用基于背景纹影(background oriented schlieren, BOS)的波前测试方法测量了光学波前畸变.研究结果表明:瞄视误差(bore sight error, BSE)与喷流压比(pressure ratio of jet, PRJ)之间近似呈正相关.在有喷流的情况下,压力匹配时瞄视误差相对比较小,并且喷流压比对气动光学高阶畸变的影响不显著.微型涡流发生器(micro vortex generator, MVG)对瞄视误差影响不明显,但是对气动光学高阶畸变的影响较为显著.基于波前互相关结果,施加微型涡流发生器之后,波前结构尺寸从0.2A_D减小为0.1A_D.结构尺寸的减小较为有效地抑制了气动光学高阶畸变并且提高了波前的稳定性. 展开更多

关键词 气动光学 超声速气膜 光学头罩 流动控制 背景纹影

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雷诺数对超声速气膜气动光学效应影响的实验研究 被引量：7

2

作者 丁浩林 易仕和 +3 位作者 付佳 吴宇阳 张锋 赵鑫海 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2017年第2期169-176,共8页

受到风洞实验能力的限制,高速飞行器气动光学效应实验很难与其实际飞行情况完全一致。雷诺数作为重要的相似准则数,在经典流体力学风洞实验中应用广泛,研究其对于气动光学效应的影响,对于建立气动光学相似准则具有重要意义。基于∏定理... 受到风洞实验能力的限制,高速飞行器气动光学效应实验很难与其实际飞行情况完全一致。雷诺数作为重要的相似准则数,在经典流体力学风洞实验中应用广泛,研究其对于气动光学效应的影响,对于建立气动光学相似准则具有重要意义。基于∏定理对可能影响气动光学效应的变量进行分析,证明了雷诺数是影响气动光学效应的一个相似准则数;通过创新性设计变雷诺数实验装置,可以实现喷流单位雷诺数在106~108 m-1范围内变化。通过选取八个典型的雷诺数,并利用BOS-WS(BOSbased Wavefront Sensor)技术测量了对应状态的光程差,通过函数拟合的方法得到了光程差的均方根值与雷诺数之间的幂函数关系式。通过对不同孔径下的测量结果进行对比和归一化处理可以发现,对于二维超声速气膜而言,观察孔径尺寸并不会对获取的规律产生影响。 展开更多

关键词 气动光学 雷诺数 超声速气膜 相似准则 光程差

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超声速气流中扩张孔横向射流冷却特性研究 被引量：1

3

作者 叶林 郭昊 +1 位作者 姜培学 祝银海 《工程热物理学报》 EI CSCD 北大核心 2023年第10期2778-2785,共8页

考虑真实情况下孔内流动非均匀性,本文建立大腔供气下超声速离散孔气膜冷却模型,以马赫数为1.4工况下开展了单排圆柱孔和扩张扇形孔气膜冷却大涡模拟研究,对比分析不同孔型在不同吹风比时气膜有效度及流动掺混结构。结果表明,吹风比较小... 考虑真实情况下孔内流动非均匀性,本文建立大腔供气下超声速离散孔气膜冷却模型,以马赫数为1.4工况下开展了单排圆柱孔和扩张扇形孔气膜冷却大涡模拟研究,对比分析不同孔型在不同吹风比时气膜有效度及流动掺混结构。结果表明,吹风比较小时,由于射流较弱的动量特性,孔出口附近不易出现显著分离吹飞,在超声速来流压迫作用下,近孔上游区域呈现较好的有效气膜特征,但沿下游发展过程,射流与主流掺混程度加剧;随着吹风比的提升,沿流向发展逐渐呈先升高后降低的变化规律。近壁处下洗涡对是影响超声速主流中离散孔气膜展向延伸效果不足的主要因素,射流受孔前诱导马蹄涡及中心对转涡诱导反向对转涡的共同耦合制约;展向扩张角能够有效增强离散孔气膜的展向铺展范围,但对提升气膜的流向延伸性效果不足。 展开更多

关键词 超声速气膜 大涡模拟 气膜有效度 扇形孔

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超声速气膜气动光学效应与Reynolds数相互关系实验研究 被引量：3

4

作者 丁浩林 易仕和 +3 位作者 吴宇阳 张锋 付佳 葛勇 《气体物理》 2017年第3期54-63,共10页

目前,随着相关项目研究的不断推进,如何在高Reynolds数下研究其对气动光学效应的影响成为重要命题.通过设计变Reynolds数气动光学效应实验平台,模拟的单位Reynolds数可以在7.2×10~6~2.2×10~8m^(-1)范围内变化.搭建的基于背景... 目前,随着相关项目研究的不断推进,如何在高Reynolds数下研究其对气动光学效应的影响成为重要命题.通过设计变Reynolds数气动光学效应实验平台,模拟的单位Reynolds数可以在7.2×10~6~2.2×10~8m^(-1)范围内变化.搭建的基于背景纹影(background oriented schlieren,BOS)的波前测试系统可以达到6 ns的时间分辨率.此系统测量的平凸透镜波前结果表明:实验测量结果与理论计算结果的误差在±4%以内.通过测量9种不同Reynolds数下的超声速气膜瞬态波前数据,分析结果表明:在高Reynolds数条件下,Reynolds数对于超声速气膜气动光学效应的影响比较明显,通过对实验数据进行函数拟合发现OPD_(rms)∝Re(0.88),与推导结果 OPD_(rms)∝Re^(0.9)十分接近;利用小波分析方法研究了高Reynolds数条件下气动光学效应沿流向的分布特征,发现OPDrms的低频部分(信号的主体)先降低后升高,但是高频部分的震荡幅度先升后降.分析认为OPD_(rms)的低频部分主要受到流场整体结构的影响,而高频部分更多地受到涡的空间分布影响. 展开更多

关键词 气动光学 超声速气膜 REYNOLDS数 背景纹影 小波分析

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基于小波包方法的超声速气膜气动光学效应相干结构 被引量：2

5

作者 丁浩林 易仕和 +2 位作者 赵鑫海 朱杨柱 高穹 《光学精密工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1299-1305,共7页

当高速成像制导导弹在大气中飞行时,其光学窗口承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是超声速气膜流动会引起光束退化,降低图像质量。为了研究超声速气膜气动光学效应,本文构建了主流马赫数为3.4,设计喷... 当高速成像制导导弹在大气中飞行时,其光学窗口承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是超声速气膜流动会引起光束退化,降低图像质量。为了研究超声速气膜气动光学效应,本文构建了主流马赫数为3.4,设计喷流马赫数为2.5,实际测得喷流马赫数为2.45的超声速气膜实验装置。利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获得了高时空分辨率流场图像,并对气膜冷却流动的密度场进行重构,利用光线追迹法获取了对应密度场的光程差。通过将光程差分布和K-H涡对比后发现,光程差的波谷位置对应于涡卷的中心,而光程差的波峰对应于涡卷中心之间的连接部分。但是,随着涡结构的发展破碎,对应关系不再成立。根据超声速气膜NPLS流场图像结果,利用分形原理获取的分形维数结果,将其沿流向划分为三个区域,其对应平坦度分别为3.4,2.9,3.6,验证了区域2更适合进行相干结构提取。 展开更多

关键词 气动光学 超声速气膜 相干结构 小波包

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高马赫数燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性

6

作者 韦鼎元 章思龙 +3 位作者 韦健飞 左婧滢 李欣 鲍文 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期181-195,共15页

为了探究碳氢燃料化学反应对离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响,选择4种离散气膜孔构型:圆柱型孔(CH)、交错叉排孔(MH)、交叉射流孔(DJH)、收缩扩张孔(CEH),开展高马赫数燃烧室内离散孔气膜数值研究,分析对比了碳氢燃料化学反应对不... 为了探究碳氢燃料化学反应对离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响,选择4种离散气膜孔构型:圆柱型孔(CH)、交错叉排孔(MH)、交叉射流孔(DJH)、收缩扩张孔(CEH),开展高马赫数燃烧室内离散孔气膜数值研究,分析对比了碳氢燃料化学反应对不同离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响。研究结果表明,碳氢燃料化学反应使得近壁面区域冷却射流动量降低,冷却射流形成涡旋结构强度减弱。碳氢燃料化学反应通过裂解吸热反应提高了离散孔气膜冷却效率,扩展离散孔气膜冷却的展向覆盖范围。其中,交叉射流孔和收缩扩张孔射流展向速度分量大进而冷却覆盖范围较大。边界层内碳氢燃料燃烧减阻作用进一步降低壁面剪切应力,燃烧导致涡结构耗散减少以涡结构主导的掺混过程,掺混程度降低促使燃烧减阻性能减弱,交错叉排孔和收缩扩张孔分别有27.4%和18%的减阻效果。 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 碳氢燃料 离散气膜孔 减阻 边界层燃烧

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耦合传热下激波对超声速气膜冷却影响 被引量：1

7

作者 向纪鑫 李志强 +1 位作者 刘鹏 王菡 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期344-353,共10页

针对离散孔式超声速平板气膜冷却,在主流区引入楔角形成激波环境,以研究激波与超声速气膜之间的相互作用。通过计算楔角在0°、15°、20°和25°产生的四种激波强度下,超声速气膜与高温壁面的耦合传热。所得结果表明:... 针对离散孔式超声速平板气膜冷却,在主流区引入楔角形成激波环境,以研究激波与超声速气膜之间的相互作用。通过计算楔角在0°、15°、20°和25°产生的四种激波强度下,超声速气膜与高温壁面的耦合传热。所得结果表明:适当强度的激波能够抑制气膜入射后产生的反向涡旋对,降低主流对气膜的卷吸,增大壁面平均H2摩尔分数并降低壁面温度。对金属层温度场的分析表明,壁面冷却效果随着激波角的增加而先增加后降低,其中楔角为20°时的流场结构最有利于壁面温度保护。小楔角生成的激波在低冷流马赫数下对冷却效果的改善更明显,大楔角则在高冷流马赫数下更明显,热障涂层(TBC)不影响这种变化趋势;激波的存在削弱了TBC的影响范围。可以揭示超声速气膜在耦合传热条件下的传热机理,为超声速气膜冷却的设计提供参考,或为现有超声速气膜冷却结构的优化提供依据。 展开更多

关键词 激波 超声速气膜冷却 耦合传热 表面传热系数 雷诺时均数值模拟

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激波对超声速气膜冷却流动换热特性影响研究

8

作者 许浩楠 李雪英 任静 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期115-125,共11页

为研究激波对超声速气膜冷却流动换热的影响机理,利用数值模拟方法在三种冷气射流马赫数(Ma=1.2,1.5,1.8)下改变激波入射角度(θ=2°,4°,8°),对绝热冷效与壁面换热系数的变化开展研究。结果表明,激波对绝热冷效与壁面换... 为研究激波对超声速气膜冷却流动换热的影响机理,利用数值模拟方法在三种冷气射流马赫数(Ma=1.2,1.5,1.8)下改变激波入射角度(θ=2°,4°,8°),对绝热冷效与壁面换热系数的变化开展研究。结果表明,激波对绝热冷效与壁面换热系数的影响可以根据当地流动情况与主射流掺混程度划分为四个影响区域;入射激波增强使逆压增大,引起分离涡范围增加并使边界层再附影响区内的主射流掺混强度增强,导致冷却效果的恶化;高冷气射流马赫数通过推移边界层分离位置与减弱分离涡后主射流掺混强度来对冷却效果受激波影响的恶化起到补偿作用。综合来看,激波入射引起超声速气膜冷却综合冷效下降,而在低射流马赫数时提高射流马赫数可使综合冷效最大提高80.6%。 展开更多

关键词 主动热防护 超声速气膜冷却 入射激波 绝热冷效 换热系数

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激波对斜孔超声速气膜冷却的影响 被引量：3

9

作者 孙小凯 姜培学 +1 位作者 彭威 王捷 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2476-2479,共4页

本文采用数值模拟的方法,研究了激波对斜孔情况下超声速气膜冷却的影响。其中主流马赫数为2.44,冷却流马赫数分别考虑1.2, 1.5和1.8三种情况,研究了温度场分布规律及平均冷却效率变化情况。结果发现:在本文计算工况范围中,三种冷却流马... 本文采用数值模拟的方法,研究了激波对斜孔情况下超声速气膜冷却的影响。其中主流马赫数为2.44,冷却流马赫数分别考虑1.2, 1.5和1.8三种情况,研究了温度场分布规律及平均冷却效率变化情况。结果发现:在本文计算工况范围中,三种冷却流马赫数工况下平均气膜冷却效率较接近;存在激波入射的情况下的平均气膜冷却效率整体要低于无激波入射工况,并且冷却效率呈现出先急剧下降后又逐渐增大、整体趋势为下降的锯齿状现象。 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 激波 马赫数 冷却效率

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离散孔结构超声速气膜冷却数值模拟 被引量：3

10

作者 孙冰 王太平 张佳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期2927-2933,共7页

为了得到气膜入口结构对气膜冷却效率的影响规律,并为工程应用提供参考,针对不同形状气膜入口结构的离散孔超声速气膜冷却展开了三维数值模拟。结果表明:气膜入口结构对气膜冷却效率影响明显,轴对称孔入口收敛段结构的流量系数直接影响... 为了得到气膜入口结构对气膜冷却效率的影响规律,并为工程应用提供参考,针对不同形状气膜入口结构的离散孔超声速气膜冷却展开了三维数值模拟。结果表明:气膜入口结构对气膜冷却效率影响明显,轴对称孔入口收敛段结构的流量系数直接影响冷却效果,计算工况下流量系数降低0.13下游冷却效率约降低0.05,应该防止收敛段剧烈收缩;同时,离散孔扩张段面积变化速率越小越有利于冷却,变化过快会使得冷却剂得不到充分发展,垂直主流方向的速度分量大,使得气膜往两侧流动而中心区域冷却效果变差;在非轴对称离散孔出口增加平直段能使射流更集中,可以有效防止气膜在上游被穿透造成冷却恶化现象。 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 离散孔 射流孔结构 冷却效率 不均匀性

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超声速涡轮叶栅超声速气膜冷却数值研究 被引量：2

11

作者 费微微 单勇 +2 位作者 王敏敏 谭晓茗 张靖周 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期916-921,共6页

为了研究超声速涡轮叶栅通道内的超声速气膜冷却,采用数值计算的方法,对主流压比2.33~4、冷气入射角度15°~45°条件下的涡轮叶栅超声速气膜流动和传热进行了研究.计算结果表明：超声速气膜射流与主流作用后产生的斜激波与尾缘... 为了研究超声速涡轮叶栅通道内的超声速气膜冷却,采用数值计算的方法,对主流压比2.33~4、冷气入射角度15°~45°条件下的涡轮叶栅超声速气膜流动和传热进行了研究.计算结果表明：超声速气膜射流与主流作用后产生的斜激波与尾缘激波交汇,形成两道反射激波,其中一道反射激波作用在气膜孔下游的叶片表面又形成了反射;在不同的主流压力下,超声速气膜射流在叶片法向和展向上展现出不同的发展特征,对转涡对（CVP）在展向上相互挤压,扼制了高温主流卷入叶片壁面;主流压比增加到4,气膜射流区在法向拉长,在展向相对较弱,导致主流在对转涡对（CVP）的作用下被卷入气膜射流的底层,壁面冷却效率降低;气膜入射角从15°增大到45°,冷却效率整体上呈先上升后下降趋势,在入射角30°时冷却效率相对最大,这与射流的穿透能力、冷却气流再覆壁面特征有关. 展开更多

关键词 超声速涡轮叶栅 超声速气膜冷却 数值模拟 流动特征 冷却特性

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基于SST k-ω的超声速气膜冷却湍流模型温度修正 被引量：2

12

作者 李子亮 于洋 刘登丰 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第1期14-18,共5页

针对现有湍流模型无法准确预测非等温超声速气膜冷却行为的问题,在现有SST k-ω可压缩修正模型基础上,以总温梯度为变量,完成了湍流模型的温度修正,并首先通过非等温可压缩自由剪切流动实验数据初步验证了其修正效果,在此基础上对温度... 针对现有湍流模型无法准确预测非等温超声速气膜冷却行为的问题,在现有SST k-ω可压缩修正模型基础上,以总温梯度为变量,完成了湍流模型的温度修正,并首先通过非等温可压缩自由剪切流动实验数据初步验证了其修正效果,在此基础上对温度修正模型预测超声速气膜冷却传热的准确性进行了验证。结果表明,基于剪切层总温变化的湍流模型修正效果显著,可准确预测大温度梯度下的自由剪切流动轴向速度分布;修正模型计算得到超声速气膜冷却壁面热流分布与对应的实验结果吻合;当用于剪切层温度大梯度变化的超声速气膜冷却数值模拟时,温度修正后的SST k-ω模型与可压缩修正的k-ω模型、SST k-ω模型相比,具有显著优越性。 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 SST k-ω湍流模型 温度修正 数值模拟

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圆直管中离散孔超声速气膜冷却实验 被引量：2

13

作者 张佳 孙冰 郑力铭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期813-818,共6页

以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显... 以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显著提高气膜冷却效率;在实验工况下,冷却效率与吹风比和孔径的关系可以总结成实验关联式;射流喉部直径相同、流量相同情况下,射流马赫数对气膜冷却效果影响不大;在气膜孔附近,入射角为30°的射流比切向入射时的冷却效果差,在下流远离气膜孔位置,入射角为30°的射流冷却效果优于切向入射时. 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 冷却效率 离散孔 吹风比 马赫数

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冷却流分段注入对超声速气膜冷却的影响 被引量：1

14

作者 倪航 王明军 +2 位作者 彭威 姜培学 孙小凯 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第8期2090-2096,共7页

针对超声速气膜冷却中常有激波入射破坏冷却效果的现象,本文在冷却流质量流量一定的条件下研究了5种不同入口高度组合的冷却流分段注入结构,并与冷却流单个注入的情况对比,分析了激波入射情况下冷却流分段注入对超声速气膜冷却的影响。... 针对超声速气膜冷却中常有激波入射破坏冷却效果的现象,本文在冷却流质量流量一定的条件下研究了5种不同入口高度组合的冷却流分段注入结构,并与冷却流单个注入的情况对比,分析了激波入射情况下冷却流分段注入对超声速气膜冷却的影响。研究结果表明:在激波入射时,对于分段注入只有部分冷却流经历了激波的局部强化掺混作用,因此分段注入与单个注入相比可以提升气膜冷却效果。通过平均气膜冷却效率、最低气膜冷却效率、气膜覆盖率等冷却性能参数的比较,在本文研究的5种冷却流分段注入结构中,结构2的气膜冷却效果最好。 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 激波 分段注入 冷却效率

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氢氧推力室喷管超声速气膜冷却参数研究

15

作者 张志浩 许晓勇 +2 位作者 田原 丁兆波 陈旭扬 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第4期48-52,共5页

某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却,在面积比35处引入涡轮排气作为冷却气体。通过采用数值模拟的方法,研究了唇高、吹风比、冷却剂流量和静压比等参数对气膜冷却效果和比冲的影响。结果表明:随着唇高的增大,推力室的比冲和推... 某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却,在面积比35处引入涡轮排气作为冷却气体。通过采用数值模拟的方法,研究了唇高、吹风比、冷却剂流量和静压比等参数对气膜冷却效果和比冲的影响。结果表明:随着唇高的增大,推力室的比冲和推力略微降低,而冷却效率和壁温几乎不变;在主射流压力匹配且射流量一定的条件下,吹风比增大可以轻微地提高气膜冷却效果和发动机比冲;在压力匹配且吹风比一定的条件下,射流量增加可以提高气膜冷却效果;在射流量一定的条件下,主射流压力匹配时,气膜冷却效果最佳,发动机比冲最高。 展开更多

关键词 氢氧推力室喷管 超声速气膜冷却 数值模拟 压力匹配

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超声速与亚声速气膜流动和冷却特性数值研究

16

作者 廖华琳 单勇 +2 位作者 张靖周 吉洪湖 谭晓茗 《航空计算技术》 2015年第1期30-34,共5页

以平行入射缝槽气膜冷却为研究对象,开展了主、次流分别为亚声速和超声速流动状态下的气膜冷却数值模拟。计算结果表明:对于主流为超声速、次流为亚声速的气膜冷却,主流热量和动量很快就输运到亚声速次流中,气膜核心区很快被破坏,气膜... 以平行入射缝槽气膜冷却为研究对象,开展了主、次流分别为亚声速和超声速流动状态下的气膜冷却数值模拟。计算结果表明:对于主流为超声速、次流为亚声速的气膜冷却,主流热量和动量很快就输运到亚声速次流中,气膜核心区很快被破坏,气膜冷却效率不高;在主流为超声速流动的情况下,施加相同吹风比的超声速冷却次流可将其核心向下游更远的地方输运,与常规的亚声速气膜冷却结构类似。为了获得较高的气膜冷却效率,在主流为超声速流动的情况下,建议施加超声速次流进行气膜冷却。 展开更多

关键词 超声速气膜冷却 吹风比 数值模拟 流动特性 冷却特性

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