高超聲速鈍頭體表面熱流數(shù)值模擬研究.pdf

1、天津大學(xué)碩士學(xué)位論文高超聲速鈍頭體表面熱流數(shù)值模擬研究高超聲速鈍頭體表面熱流數(shù)值模擬研究NumericalSimulationResearchonSurfaceHeatFluxfHypersonicBluntBody學(xué)科專業(yè)：流體力學(xué)研究生：曲齊齊指導(dǎo)教師：曹偉教授天津大學(xué)機械工程學(xué)院2016年11月I中文摘要中文摘要隨著馬赫數(shù)的提高，高超聲速飛行器的氣動加熱現(xiàn)象越來越嚴重，其中，如何準確計算高超聲速飛行器表面熱流是熱防護設(shè)計的前提。由

2、于高超聲速實驗非常困難，本論文將采用直接數(shù)值模擬方法，針對30km高空的空氣，來流馬赫數(shù)為4.5、6和8的高超聲速零攻角繞球頭和柱頭這兩種典型的鈍頭體駐點熱流和表面熱流進行計算，研究熱流的影響因素，為高超聲速飛行器熱防護設(shè)計提供依據(jù)。控制方程為柱坐標系下的NS方程，對流項采用五階WENO格式，粘性項采用六階中心差分格式，時間項采用二步二階RK進行離散。氣體滿足完全氣體模型。本文主要工作為：1.基于高超聲速完全氣體柱坐標系二維控制方程，針

3、對通量采用不同的分裂方式，如，StegerWarming、LaxFriedrichs和特征投影分裂格式等，分析比較這三種不同分裂方式的計算結(jié)果。2.對球頭錐，壁面采用絕熱、等溫兩種壁面邊界條件，計算得到定常流場，對能量方程各項進行了計算，分析了沿極軸能量傳遞的規(guī)律，發(fā)現(xiàn)：(a)對于兩種壁面邊界條件，激波滿足正激波特性，即，流體過激波總溫不變，熵增加，表明是一個絕熱不可逆過程；(b)對于絕熱壁面，滯止過程是等熵的；(c)對于等溫壁面，熱量