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文檔簡介
1、本文以某型號高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)設(shè)計為背景，探索從飛行器氣動加熱率，溫度，氣動特性的數(shù)值分布，并依據(jù)這些數(shù)據(jù)對飛行器進行了飛行軌跡的一體化優(yōu)化設(shè)計與總體飛行仿真的數(shù)值計算過程。
高超聲速飛行器表面熱流的計算受多方面因素的影響，主要是對CFD計算格式和網(wǎng)格的依賴較大。本文計算選擇AUSM+和AUSMPW+格式，k方程模型，時間的離散采用LU-SGS，該方法具有較高的計算效率，可以節(jié)省計算時間。使用控制容積法計算了導(dǎo)熱過程，外
2、邊界是由來流條件給定，采用遠場邊界條件；固壁采用無滑移、絕熱邊界條件，遠場采用無反射邊界條件。
應(yīng)用上述方法對飛行器在120Km的再入過程中進行不同飛行工況下的表面溫度，熱流密度，氣動特性進行了計算，并建立了相應(yīng)的數(shù)據(jù)庫，為飛行器軌跡優(yōu)化與總體飛行仿真的數(shù)值計算提供了有意義的數(shù)據(jù)。
航天飛機在再入飛行過程中將產(chǎn)生嚴重的氣動加熱，并且飛行過程中產(chǎn)生較大的法向和軸向過載，研究一種良好性能的軌跡計算和優(yōu)化算法，尋求具有最優(yōu)
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