基于全機(jī)身氣動(dòng)熱約束的飛行器軌跡優(yōu)化.pdf

1、本文以某型號(hào)高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)為背景，探索從飛行器氣動(dòng)加熱率，溫度，氣動(dòng)特性的數(shù)值分布，并依據(jù)這些數(shù)據(jù)對(duì)飛行器進(jìn)行了飛行軌跡的一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)與總體飛行仿真的數(shù)值計(jì)算過程。
　　高超聲速飛行器表面熱流的計(jì)算受多方面因素的影響，主要是對(duì)CFD計(jì)算格式和網(wǎng)格的依賴較大。本文計(jì)算選擇AUSM+和AUSMPW+格式，k方程模型，時(shí)間的離散采用LU-SGS，該方法具有較高的計(jì)算效率，可以節(jié)省計(jì)算時(shí)間。使用控制容積法計(jì)算了導(dǎo)熱過程，外

2、邊界是由來流條件給定，采用遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件；固壁采用無滑移、絕熱邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)采用無反射邊界條件。
　　應(yīng)用上述方法對(duì)飛行器在120Km的再入過程中進(jìn)行不同飛行工況下的表面溫度，熱流密度，氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算，并建立了相應(yīng)的數(shù)據(jù)庫(kù)，為飛行器軌跡優(yōu)化與總體飛行仿真的數(shù)值計(jì)算提供了有意義的數(shù)據(jù)。
　　航天飛機(jī)在再入飛行過程中將產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，并且飛行過程中產(chǎn)生較大的法向和軸向過載，研究一種良好性能的軌跡計(jì)算和優(yōu)化算法，尋求具有最優(yōu)