高超聲速熱流固多物理場計算研究.pdf

1、高超聲速氣動熱的預測以及飛行器熱防護系統(tǒng)的設(shè)計目前已成為科研人員和工程設(shè)計人員極為關(guān)切的前沿問題。當飛行器以高超聲速飛行時，由于激波效應和氣體的粘性作用，機體周圍空氣溫度迅速升高，產(chǎn)生了氣動加熱現(xiàn)象。與此同時，氣動加熱所帶來的大量熱量以熱傳導、熱輻射的形式傳遞至結(jié)構(gòu)內(nèi)部，使結(jié)構(gòu)溫度升高，產(chǎn)生結(jié)構(gòu)熱應力和熱應變。因此，本論文針對高超聲速氣動熱數(shù)值模擬以及熱流固多物理場一體化計算進行了研究。
　　首先，本論文針對高超聲速氣動熱計算以及

2、多物理場的非定常計算進行了文獻調(diào)研，對已有的研究進展和研究方法做了總結(jié)，提出了本文所要采用的理論和仿真計算方法，包括考慮多組分氣體下的完全Navier-Stockes方程，基于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格有限體積法的數(shù)值求解方法，以及用于高超聲速流動的初始條件、邊界條件和流動初始化。
　　其次，開展了鈍錐外形、雙橢球外形和空天飛機外形的氣動熱數(shù)值模擬，分別了研究不同飛行高度對化學反應速率和表面壓力系數(shù)分布的影響，研究了不同飛行速度與攻角對氣動加熱的影

3、響，研究了對稱面中心線和機翼上下表面的氣動熱分布，較為清晰地掌握了高超聲速流場特性。研究結(jié)果顯示飛行高度越高，空氣越稀薄，化學反應速率越低;飛行高度的改變對表面壓力系數(shù)分布影響不大;飛行速度和攻角的變化對表面氣動熱分布有較大影響。以上仿真過程都取得了與文獻相吻合的結(jié)果，驗證了本文計算方法的有效性，并為熱流固多物理場耦合分析奠定了基礎(chǔ)。
　　最后，闡述了多物理場一體化計算以及流固耦合面數(shù)據(jù)傳遞理論方法。圍繞高超聲速圓柱繞流的風洞實驗