飞行器尖化前缘的热结构特性

宇航材料工艺 , 2007, 37(4): 8-11. doi: 10.3969/j.issn.1007-2330.2007.04.003

飞行器尖化前缘的热结构特性

姜贵庆 ^1, , 张学军 ^2, , 王淑华 ^3, , 艾邦成 ^4, , 俞继军 ^5,

1.航天空气动力技术研究院,北京,100074

2.航天空气动力技术研究院,北京,100074

3.航天空气动力技术研究院,北京,100074

4.航天空气动力技术研究院,北京,100074

5.航天空气动力技术研究院,北京,100074

基金项目: 国家自然科学基金(90505015)

关键词：高超声速飞行器 , 尖化前缘 , 热结构

Thermal Structure Properties of Sharp Leading Edges for Spacecraft

在分析尖化前缘热环境特性的基础上,给出了尖化前缘相应的热结构特性的计算和分析,分析结果表明:尖化前缘热流密度在2～3个自由程内下降到原来的1/3,而表面温度仅有10%的下降;高热导率的防热材料可降低前缘的最高表面温度,对非烧蚀热防护十分有利,它还可提高后部的表面温度,增加辐射散热的力度,这是非烧蚀热防护的重要机制.

参考文献

[1]	Kolodziej P;Bowles J V;Roberts C .Ptimizing hypersonic sharp body concepts from a thermal protection system perspective.[AIAA98-1610][R].
[2]	Kolodziej P et al.Sharp-L1 technology demonstrator development:an aerothermodynamic perspective.[AIAA2000-2681][R].
[3]	Glass C E;Moss J N .Aeroothermodynamic characteristics in the hypersonic comtinuum-rarefield transitional.[AIAA 2001-2962][R].
[4]	Ssantos W F N .Aerothermodynamic characteristics of flat-nose power law bodies in low density hypersonic flow.[AIAA 2004-5381][R].
[5]	姜贵庆;刘连元.高速气流传热与烧蚀热防护[M].北京:国防工业出版社,2003:36-38.

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