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Aerokinetic Heating on Projectiles in Hypersonic Flows

机译：高超音速流对弹丸的气动动力学加热

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In this paper, the flow field around and the heat-transfer characteristics of two different hypersonic projectiles are analyzed using computational fluid dynamics (CFD). Initially, complete flow fields are computed at a freestream Mach number of 7.0 for a 10° cone over a range of bluntness values at the tip. The computed heat-transfer results show the expected downward trend with increasing cone bluntness. Then the computations are extended to a high-kinetic-energy projectile with eight symmetrically placed fins. Tests are performed at a freestream Mach number of 5.4 using a non-contiguous grid. The CFD results capture the three-dimensional recirculation vortex upstream of the fin, and are used to relate the surface temperatures to the flow patterns. The numerical predictions agreed qualitatively with relevant data in the literature.
机译：本文利用计算流体力学（CFD）分析了两种不同高超音速弹丸的流场和传热特性。最初，在尖端的钝度值范围内，对于10°锥，以7.0的自由流马赫数计算完整的流场。计算出的传热结果表明，随着锥体钝度的增加，预期的下降趋势。然后，将计算扩展到具有八个对称放置的鳍的高动能射弹。使用不连续的网格以5.4的自由流马赫数执行测试。 CFD结果捕获了翅片上游的三维再循环涡流，并用于将表面温度与流动模式相关联。数值预测在质量上与文献中的相关数据相符。

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