為了研究減阻桿對(duì)探空火箭氣動(dòng)力特性,通過采用SST兩方程湍流模型、有限體積法求解N-S方程,對(duì)探空火箭高速流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果顯示,減阻桿能有效減小火箭阻力。亞跨聲速（Ma0.8～1.2）最大減阻25%;高超聲速（≥Ma6）階段,最大減阻量35%,減阻效果隨迎角增大而降低,到12°迎角時(shí)減阻量為12%。壓跨聲速及高超聲速全箭升阻比增量隨馬赫數(shù)增大均增加,高超聲速階段升阻比增大18%。同時(shí)采用工程方法結(jié)合數(shù)值預(yù)示結(jié)果,評(píng)估減阻桿帶來的氣動(dòng)熱影響,結(jié)果顯示,氣動(dòng)支桿的存在使得端頭的平均熱流密度下降了51%,并與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。計(jì)算得到熱流結(jié)果與飛行實(shí)測(cè)熱流結(jié)果相當(dāng),熱環(huán)境預(yù)示比較準(zhǔn)確,對(duì)于高超聲速階段的飛行器被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)研究具有良好的指導(dǎo)價(jià)值。 

【文章來源】：航空科學(xué)技術(shù). 2020,31(11)

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

火箭氣動(dòng)外形

圖1 火箭氣動(dòng)外形根據(jù)圖3減阻降熱的計(jì)算結(jié)果，優(yōu)化設(shè)計(jì)，選取減阻桿長(zhǎng)度為錐段球頭直徑的兩倍，端頭帽為球頭直徑的0.3倍，減阻桿直徑為球頭直徑的0.1倍[9]。

根據(jù)火箭幾何參數(shù)，減阻桿端頭半徑45mm；圓柱長(zhǎng)度555mm，直徑30mm；減阻桿后部的錐段前緣半徑150mm，半錐角12°，如圖4所示。圖4 減阻桿結(jié)構(gòu)


本文編號(hào)：3061085