高超聲速飛行器氣動熱與熱環(huán)境的數(shù)值計(jì)算研究.pdf

1、本文采用工程計(jì)算與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法,求解高超聲速飛行器在不同飛行狀態(tài)下的氣動熱環(huán)境,為飛行器的優(yōu)化設(shè)計(jì)和熱防護(hù)提供有意義的參考。首先,在非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格中,采用有限容積法對非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱方程進(jìn)行離散,耦合迭代計(jì)算法向擴(kuò)散項(xiàng)和切向擴(kuò)散項(xiàng),以滿足高精度離散格式的要求。使用Fortran語言編寫二維非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱計(jì)算程序,并且實(shí)現(xiàn)與商業(yè)軟件Tecplot網(wǎng)格生成的對接。其次,通過曼格勒變換推導(dǎo)出高速流動條件下,圓錐體繞流的對流換熱系數(shù),結(jié)合激波前后氣

2、體參數(shù)對應(yīng)關(guān)系以及參考焓方法,得出飛行器表面對流熱流,將其作為第三類邊界條件賦予非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱程序,分別計(jì)算邊界層為完全層流以及考慮湍流狀態(tài)下,無熱防護(hù)的高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境,并對比分析包覆吸收式熱防護(hù)層條件下,熱防護(hù)層厚度和材料導(dǎo)熱系數(shù)對飛行器表面熱流以及內(nèi)部溫度分布的影響規(guī)律。最后,在完成編寫熱輻射計(jì)算程序的基礎(chǔ)上,將所得的無熱防護(hù)措施時,層流狀態(tài)下的飛行器表面溫度作為第一類邊界條件,計(jì)算分析不同馬赫數(shù)下,飛行器內(nèi)部空腔入射輻射強(qiáng)度