高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法

本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，公开了一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法。高速风洞前体和进气道耦合加热模型上设置有加热结构，在尖锐前缘上布置左右对称的加热棒，在一级压缩面、二级压缩面和肩部布置加热板，加热板之间设置隔热槽，同时，在对称中心线上布置压力传感器，在加热板下方的壁面内，布置若干个温度测点，进行全面积、全进深温度测量。高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法采用三维瞬态传热仿真验证了热防护设计的有效性，并通过k‑ω SST湍流模型数值模拟揭示了壁温变化对激波结构、压力分布和湍流特性的显著调控作用，具有工程实用价值。