高超聲速氣動(dòng)熱工程算法研究.pdf

1、本論文進(jìn)行了高超聲速飛行器氣動(dòng)熱工程算法的研究.基于Prandtl的邊界層理論,將流場(chǎng)分為邊界層外的無粘流場(chǎng)和邊界層內(nèi)粘性主導(dǎo)的區(qū)域,將邊界層外無粘流場(chǎng)的數(shù)值求解和邊界層內(nèi)粘性主導(dǎo)區(qū)域的工程算法相結(jié)合,發(fā)展了一套高超聲速氣動(dòng)熱的計(jì)算方法.首先,對(duì)國內(nèi)外發(fā)展的各種高超聲速氣動(dòng)熱計(jì)算方法進(jìn)行了系統(tǒng)的分析、歸類和比較,綜合了各種經(jīng)典的熱流預(yù)測(cè)方法.在此基礎(chǔ)上,對(duì)于無粘流區(qū),采用牛頓法、切楔/切錐法等工程方法確定物體表面壓力分布,利用等熵條件確

2、定邊界層外緣參數(shù);在邊界層內(nèi)部,則采用上述經(jīng)典熱流公式確定物體表面的氣動(dòng)加熱.采用此方法對(duì)一些二維及簡(jiǎn)單三維外形進(jìn)行了氣動(dòng)熱計(jì)算,結(jié)果證明本方法具有較高的精度.基于已有的高超聲速無粘Euler解算程序,對(duì)上述氣動(dòng)熱計(jì)算方法中的無粘流區(qū)采用基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的數(shù)值模擬,利用無粘數(shù)值結(jié)果來確定邊界層外緣參數(shù),從而發(fā)展出一套快速、高效、適用于復(fù)雜外形的高超聲速氣動(dòng)熱計(jì)算方法.通過對(duì)鈍錐、鈍雙錐、飛船等外形有攻角情況下氣動(dòng)熱的計(jì)算表明,采用這種方法