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Numerical Study on Heat Reduction of Various Counterf lowing Jets over Highly Blunt Cone in Hypersonic Flow

机译：高超声速流中高钝锥上各种逆流射流降热的数值研究

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In this paper, the effectiveness of counterflowing jets as heat-reduction devices for large-angle blunt cones flying at hypersonic Mach numbers is numerically simulated with various coolant jets. Different jet conditions have been chosen to investigate the effect of the counterflow jet on the surrounding flow field of nose cone. The compressible, unsteady, axisymmetrie Navier-Stokes equations are solved with SST turbulence model for free stream Mach number of 5.75 at 0° angle of attack with and without gas injection. The coolant gas (air, Carbon Dioxide, and helium) is chosen to inject into the hypersonic flow at the nose of the model. The numerical results presented the surface heat reduction for different coolant jets. According to the investigation of various conditions of opposing jets, important phenomena of flow field and some effective jet conditions are found.
机译：在本文中，用各种冷却液射流数值模拟了逆流射流作为以高超声速马赫数飞行的大角度钝锥降温装置的有效性。选择了不同的射流条件来研究逆流射流对鼻锥周围流场的影响。使用SST湍流模型求解了可压缩的，不稳定的，轴对称的Navier-Stokes方程，在有或没有气体注入的情况下，在0°迎角下自由流马赫数为5.75的自由流马赫数。选择冷却剂气体（空气，二氧化碳和氦气）在模型的前端注入超音速流。数值结果表明了不同冷却剂喷射的表面热量减少。根据对立射流各种条件的研究，发现了重要的流场现象和一些有效的射流条件。

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