摘要：高超声速飞行器飞行过程中面临严重的气动加热,将导致飞行器结构在高温作用下发生破坏,因此必须采取必要的热防护措施。反向喷流热防护因具有可重复使用和防热效果好等特点,适合用在未来的可重复使用航天器中,尤其适用于锐边缘结构的热防护。但反向喷流的加入,使流场变的非常复杂,增加了飞行器壁面热流预测和气动力计算的难度。本文在已有试验基础上数值模拟了反向喷流流场,模型为前端带喷口的钝头结构,自由来流马赫数为3.98,反向喷流与自由来流的总压比分别取0.4、0.6和0.8。数值结果与试验结果拟合良好,初步揭示了喷流热防护的防热机理,并在此基础上,定性分析了给定喷流秒流量下喷流控制参数对降热效果的影响。

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