超声速飞行器冲压发动机舱内热环境分析及热防护设计

摘要

随着飞行马赫数的提高,飞行器感受的气流滞止温度升高,一方面飞行器机身蒙皮表面感受的温度随着马赫数的升高而快速增大.另一方面发动机的外表面温度及对机身的散热随飞行马赫数的升高而增大.进而导致发动机舱以及飞行器机身的热负荷升高,整机热环境恶劣.本文针对典型的飞行器及冲压发动机构型模型,采用激波边界层关系式建立了飞行器气动热计算的一维工程算法,并将计算结果与CFD计算结果、文献试验数据进行对比,完成计算方法的验证.同时针对冲压发动机内部燃烧室的放热及冷却建立了换热分析模型,结合实际工程设计需要,将建立的计算方法应用于高超声速飞行器冲压发动机舱内热环境的计算分析.并根据热分析的结果,进一步对冲压发动机舱内热防护设计,满足成附件的耐温水平.