高超聲速彈箭頭部氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算.pdf

1、本文對稠密大氣層中飛行的高超聲速彈箭(馬赫數(shù)Ma=5～8)，采用工程近似計(jì)算和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，計(jì)算分析彈箭頭部氣動(dòng)加熱及內(nèi)部溫度場分布。 對于鈍頭旋成體層流邊界層的加熱問題，首先采用費(fèi)-里德爾(Fay-Riddle)平衡邊界層駐點(diǎn)熱流密度公式計(jì)算頭部駐點(diǎn)熱流密度，然后采用Lees方法將彈箭頭部熱流密度用駐點(diǎn)熱流密度歸一化表示。在數(shù)值離散時(shí)，將熱流公式線性化成壁面溫度的函數(shù)關(guān)系式，并作為彈箭頭部溫度場數(shù)值模擬的邊界條件。

2、 在彈體內(nèi)部，采用有限體積方法，二階精度，全隱格式，在非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格上離散三維非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱方程。由于網(wǎng)格的非正交性和高精度要求，同時(shí)交替計(jì)算一次擴(kuò)散項(xiàng)(法向分量)和二次擴(kuò)散項(xiàng)(切向分量)。程序編寫采用Fortran95語言，模塊化完成二維和三維程序的編制；并且實(shí)現(xiàn)了網(wǎng)格前處理的多功能化，可以與通用商用軟件Tecplot和Gambit進(jìn)行直接對接。 最后，在充分驗(yàn)證程序的正確性后，將熱環(huán)境的工程算法和溫度場數(shù)值模擬相耦合，對兩種不