高超聲速飛行器鈍舵縫隙氣動(dòng)熱環(huán)境研究.pdf

1、隨著高超聲速飛行器相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，飛行器性能指標(biāo)要求越來(lái)越高，氣動(dòng)外形布局也越發(fā)復(fù)雜。為控制飛行器姿態(tài)，往往需要在飛行器表面安裝各種類型的空氣舵。而空氣舵與機(jī)身之間存在復(fù)雜的激波與邊界層干擾、激波與激波干擾、邊界層分離與再附等復(fù)雜物理現(xiàn)象，鈍舵局部氣動(dòng)加熱異常復(fù)雜。此外為使飛行器能改變舵偏和容納結(jié)構(gòu)溫升引起的熱膨脹，鈍舵安裝通常會(huì)預(yù)留一定縫隙。
　　相比于無(wú)縫隙鈍舵，有縫隙鈍舵流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及氣動(dòng)加熱規(guī)律更為復(fù)雜?？p隙結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)，使得

2、舵上游高速流體涌入縫隙內(nèi)，縫隙附近表面將出現(xiàn)多條分離再附線，相應(yīng)會(huì)有多條局部高熱流帶，同時(shí)，縫隙內(nèi)部會(huì)卷起旋渦結(jié)構(gòu)，這使得縫隙內(nèi)部傳熱特性發(fā)生較大的改變。由于縫隙結(jié)構(gòu)比較小，縫內(nèi)輻射傳熱有限，而縫隙外部高速流體進(jìn)入縫隙內(nèi)部，縫內(nèi)對(duì)流傳熱方式顯著加強(qiáng)，這使得縫隙內(nèi)上下壁面及舵軸附近容易出現(xiàn)較高的壁溫，從而引發(fā)嚴(yán)重的燒蝕。所以研究鈍舵縫隙流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和熱環(huán)境，以及研究幾何參數(shù)和來(lái)流參數(shù)對(duì)鈍舵縫隙熱流分布的影響規(guī)律很有意義，譬如美國(guó)在發(fā)射X-37

3、B之前，進(jìn)行了大量的鈍舵縫隙熱環(huán)境實(shí)驗(yàn)研究。而先前研究主要在地面進(jìn)行飛行實(shí)驗(yàn)，其花費(fèi)巨大，且時(shí)間較長(zhǎng)，這一定制約了高超飛行器的研發(fā)。在這樣的背景下，本文利用課題組自主開發(fā)的程序，對(duì)高超聲速鈍舵縫隙熱環(huán)境進(jìn)行了相關(guān)的研究。
　　本文總共分為五個(gè)部分。第一部分為引言，首先介紹了本文的研究背景與意義，其次簡(jiǎn)要介紹了高超聲速鈍舵熱環(huán)境實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬目前的研究成果及現(xiàn)狀。
　　第二部分對(duì)本文所采用計(jì)算方法進(jìn)行了簡(jiǎn)要的介紹以及對(duì)無(wú)縫隙鈍

4、舵進(jìn)行了算例驗(yàn)證。數(shù)值方法采用有限體積法，對(duì)程序有效性的驗(yàn)證，采用無(wú)縫隙鈍舵通過(guò)檢驗(yàn)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、壓力和熱流而進(jìn)行驗(yàn)證。
　　第三部分對(duì)鈍舵縫隙流動(dòng)進(jìn)行了分析?；跓o(wú)縫隙鈍舵，建立了鈍舵縫隙模型以及設(shè)計(jì)了流體計(jì)算網(wǎng)格，詳細(xì)闡述了鈍舵縫隙流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及熱流分布特征。
　　第四部分在上一部分基礎(chǔ)上，分別研究了幾何參數(shù)和來(lái)流參數(shù)對(duì)鈍舵縫隙流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及熱環(huán)境的影響規(guī)律。采用單一變量法，分別改變縫隙高度、來(lái)流攻角和來(lái)流馬赫數(shù)，縫隙流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及熱環(huán)