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摘要
采用三维N-S方程和SST k-ω湍流模型，对类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流流场进行了数值模拟。利用文献实验模型，对数值模拟方法的准确性进行了验证。在此基础上，对不同孔径、孔距和喷孔扩张角下，逆向喷流的降热机理和效果进行了分析。结果表明，在多孔逆向喷流配置合适的情况下，会显著改变飞行器前缘流场结构，能有效降低飞行器前缘热流。随着喷孔扩张角和孔径的增加，降热效果有所提升；随着喷孔直径的减小，降热性能降低。此外，建立了孔径和孔距的关联参数，发现在孔径与孔距比值一定时，孔径越小，降热性能越好。
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单位航天学院; 中山大学
