基于流線跟蹤法的氣動熱工程計算研究.pdf

1、本論文進行基于流線跟蹤法的高超聲速飛行器氣動熱的計算與分析?；谄绽侍氐倪吔鐚永碚?，將流場分為邊界層外的無粘流場和邊界層內(nèi)粘性主導的區(qū)域。用CFD方法求解無粘流場得到氣流邊界層外緣參數(shù)，用表面流函數(shù)的方法得到流線的精確分布；在理論與半經(jīng)驗公式的基礎上進行高超聲速氣動熱的計算。 首先，對國內(nèi)外發(fā)展的各種高超聲速氣動熱的數(shù)值計算方法與工程算法進行了系統(tǒng)的分析、歸類和比較，明確各種方法的原理、適用范圍、精確度與不足之處等。 本

2、文運用了表面流函數(shù)的概念，并通過理論推導，得到了表面流函數(shù)與表面流線的關(guān)系；然后運用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格求解三維Euler方程，計算得到高超聲速飛行器的邊界層外緣無粘流場氣流參數(shù)；最后利用無粘流場氣流參數(shù)和表面流函數(shù)的方法計算了高超聲速飛行器的精確表面流線分布。計算結(jié)果表明，在有攻角和無攻角的情況下均可以得到較好的結(jié)果，為進一步精確預測高超聲速飛行器表面的氣動加熱奠定了基礎。 在邊界層內(nèi)部，基于已有的流線分布，在小橫向流近似和高冷壁假設下

3、，采用相似性方法、參考焓方法、局部相似性等方法來確定飛行器表面的氣動加熱。通過對有詳盡實驗數(shù)據(jù)的鈍雙錐模型的計算，結(jié)果與經(jīng)典的熱流公式和實驗數(shù)據(jù)進行對比，證明本方法具有一定的精度，適用于高超聲速飛行器概念研究和初步設計階段。 本文的工作實現(xiàn)了數(shù)值計算與工程方法的耦合，采用這種方法計算表面熱流分布, 既克服了純工程算法難以求解復雜外形物面參數(shù)的缺點，計算量又小于純數(shù)值算法，具有一定的工程實用價值，為熱環(huán)境的預測提供了依據(jù)，可以作為