针对高超声速导弹头部剧烈的气动热问题,采用内部铺设管道用气体直接吹拂球头的对流式主动冷却方案,对球头进行降温,并用流固流多场耦合的方法进行数值模拟计算,得到不同冷却气体、不同温度、不同流速下导弹内部温度场分布。结果证明设计方案能有效降低材料表面温度,降低传入导弹内部热流。比较气体性质,提供了可供参考的性能较好的气体。可以为以后高超声速导弹主动式热防护设计方案提供经验和借鉴。
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