基于NACA0012翼型的超燃冲压高超声速飞行器的气动热预示

目前，以NACA0012翼型为特征的高超声速飞行器的气动热预示，特别是后缘翼型形状和网格参数对其影响的分析相对不足。设计了尖后缘和钝后缘两种翼型，采用统一的网格策略生成了数量相同的结构化网格。通过验证试验确定了合适的网格策略和数值方法，提出了一种超燃冲压高超声速飞行器在巡航段的气动热预示方案。仿真测试表明，后缘形状首选钝后缘，网格雷诺数应不大于16，近激波面aspect ratio的数值取决于选用的后缘形状。气动热预示表明高超声速飞行器在巡航段的温度可达1885℃，热障问题十分突出。