高超聲速飛行器氣動熱和表面瞬態(tài)溫度計算研究.pdf

1、高超聲速飛行器是未來重要的飛行工具，嚴(yán)重的氣動熱是高超聲速飛行器初步設(shè)計中需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)問題之一。采用數(shù)值方法預(yù)測氣動熱，可以給出飛行器表面詳細的熱流密度分布，但目前還存在一些難點問題，如高超聲速流動的湍流模型、近壁網(wǎng)格尺度、數(shù)值格式引入的人工粘性問題都會對高超聲速流動的數(shù)值計算結(jié)果帶來很大影響。同時數(shù)值求解高超聲速流動換熱問題計算量大，目前還無法滿足設(shè)計初期對全軌道點氣動熱數(shù)據(jù)的實際工程要求。試驗研究耗費的人力、物力、財力巨大，且

2、實驗周期長。因此，在高超聲速飛行器初步設(shè)計和防熱材料選擇時，發(fā)展一套有效的，快捷的工程計算方法具有相當(dāng)重要的現(xiàn)實意義。 本文研究是針對“高超聲速氣動加熱及表面瞬態(tài)溫度工程計算程序開發(fā)”的課題要求展開的，目的是研究和發(fā)展能準(zhǔn)確預(yù)測高超聲速飛行器表面熱流和瞬態(tài)溫度的工程算法，以及開發(fā)完整的計算軟件，為高超聲速飛行器設(shè)計提供準(zhǔn)確的熱環(huán)境特性，為熱防護系統(tǒng)選材設(shè)計提供依據(jù)。本文主要做了以下幾方面的工作： （1）對國內(nèi)外高超聲速飛行

3、器氣動加熱計算方法進行了研究和總結(jié)。本文飛行器物面壓力分布采用修正牛頓法、切劈/切錐法和普朗特-邁耶等工程方法確定。邊界層外緣參數(shù)的計算方法可以采用完全氣體模型和平衡氣體模型。對完全氣體，利用等熵條件和理想氣體狀態(tài)方程確定邊界層外緣參數(shù)；對平衡氣體，利用等熵條件和高溫輸運特性公式確定邊界層外緣參數(shù)。 （2）基于參考焓方法，采用經(jīng)典熱流密度計算公式，分別計算了駐點以及非駐點區(qū)層流和湍流的表面熱流和瞬態(tài)溫度分布，利用等效錐法考慮攻角影

4、響，以鈍錐為算例對計算方法進行了驗證，結(jié)果表明計算結(jié)果與實驗值吻合良好。 （3）高超聲速氣流經(jīng)過鈍錐體飛行器后，將產(chǎn)生強烈的弓形激波，因此，必須考慮熵層影響，本文提出可采用激波形狀質(zhì)量守恒方法和求解總壓力的方法確定物面熱流分布。 （4）在以上算法基礎(chǔ)上，開發(fā)了完整的高超聲速飛行器表面熱流和瞬態(tài)溫度計算軟件。本文研究能夠為高超聲速飛行器氣動熱和表面瞬態(tài)溫度研究提供可靠、簡捷的計算方法。尤其對于高超聲速飛行器全軌道飛行，瞬態(tài)氣動