高超聲速飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算技術(shù).pdf

1、對(duì)高超聲速飛行器的氣動(dòng)加熱計(jì)算技術(shù)進(jìn)行了研究，采用無(wú)粘外流解與工程方法相結(jié)合的方法進(jìn)行高速飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算，考慮了高溫化學(xué)非平衡效應(yīng)和結(jié)構(gòu)傳熱耦合效應(yīng)，可應(yīng)用于高超聲速飛行器長(zhǎng)時(shí)氣動(dòng)加熱的快速計(jì)算，給出和分析氣動(dòng)加熱過(guò)程中的熱流密度分布以及飛行器表面和防熱層的溫度分布。研究成果可為高超聲速飛行器設(shè)計(jì)階段的氣動(dòng)熱方案選型、設(shè)計(jì)后的氣動(dòng)熱特性分析等提供技術(shù)支持。
　　氣動(dòng)熱的計(jì)算目前主要有兩種方法，分別是全流場(chǎng)數(shù)值模擬技術(shù)和工程方法

2、。數(shù)值模擬方法是通過(guò)求解Navier-Stokes方程及其各種簡(jiǎn)化形式來(lái)計(jì)算飛行器表面的熱流密度，如果要耦合結(jié)構(gòu)傳熱計(jì)算，那么數(shù)值計(jì)算的代價(jià)非常高昂，且研制周期長(zhǎng)。工程方法因其計(jì)算過(guò)程簡(jiǎn)單，且計(jì)算效率很高，因而得到了迅速發(fā)展。但工程方法也有其局限，比如邊界層外緣參數(shù)的經(jīng)驗(yàn)計(jì)算、復(fù)雜外形(縫隙、凸起、不規(guī)則形狀等)飛行器分區(qū)、計(jì)算公式與結(jié)果的修正等，都需要大量的工程經(jīng)驗(yàn)為基礎(chǔ)。
　　因此，從綜合計(jì)算效率和計(jì)算精度的角度出發(fā)，本文發(fā)展