典型文献
高超声速逆向喷流数值模拟和风洞试验
文献摘要：
作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点.为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验.结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好.
文献关键词：
高超声速;逆向喷流;流动控制;数值模拟;风洞试验;气动热;喷流压比
中图分类号：
作者姓名：
董昊;张旭东;刘是成;程克明;赵炜
作者机构：
南京航空航天大学 航空学院,南京 210016;非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室,南京 210016;中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所,绵阳 621000
文献出处：
引用格式：
[1]董昊;张旭东;刘是成;程克明;赵炜-.高超声速逆向喷流数值模拟和风洞试验)[J].空气动力学学报,2022(04):101-109
A类：
斯坦顿,喷流压比
B类：
逆向喷流,风洞试验,主动流动控制,气动热,流流,高超声速飞行器,降热,半球体,钝体,同来,校验,热效果,流气,激波,来流马赫数
AB值：
0.155843
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