反向噴流干擾下的高超聲速鈍體氣動特性研究.pdf

1、當(dāng)飛行器處于高超聲速飛行狀態(tài)時周圍空氣受到強烈壓縮，在飛行器前部形成激波，激波后氣體速度大大降低，來流氣體所攜帶的動能大量轉(zhuǎn)化為熱能，使得流場溫度迅速升高，高溫氣體對飛行器形成強烈的氣動加熱效果。通過反向噴流干擾流場可以有效地降低高超聲速鈍體壁面的熱流密度。本文通過求解 NS方程數(shù)值模擬高超聲速鈍體反向噴流流場，對不同噴流氣體參數(shù)對鈍體氣動熱特性的影響做出細(xì)致的分析，并對噴流氣體參數(shù)耦合變化時優(yōu)化鈍體壁面熱流的問題進行了研究。
　

2、　本文的主要研究內(nèi)容如下：
　　通過數(shù)值模擬得到高超聲速鈍體反向噴流流場，并與實驗進行對比檢驗數(shù)值仿真理論在計算鈍體氣動熱方面的可靠性。分別研究在長射流模態(tài)和短射流模態(tài)下的不同噴流氣體參數(shù)對鈍體氣動熱特性的影響，噴流氣體參數(shù)包括溫度、壓強和速度。然后建立流場的三維模型，研究不同攻角下反向噴流流場分布情況以及攻角對鈍體壁面熱流的影響。
　　通過數(shù)值模擬研究在高溫氣體化學(xué)反應(yīng)影響下的高超聲速鈍體繞流流場以及反向噴流流場。在無噴流

3、的情況下，對比在不同的來流馬赫數(shù)下采用熱完全氣體模型和化學(xué)反應(yīng)非平衡流模型時仿真結(jié)果的差異。然后在較高的來流馬赫數(shù)下，研究氣體發(fā)生高溫化學(xué)反應(yīng)時的反向噴流流場，并對噴流氣體參數(shù)對流場分布以及鈍體壁面絕熱溫度的影響做出分析。
　　建立優(yōu)化模型，研究高超聲速鈍體的氣動加熱特性的優(yōu)化問題。噴流氣體分別在固定總溫總壓和固定噴流質(zhì)量流量兩種情況下，采用遺傳算法優(yōu)化噴流氣體的出口速度，溫度和壓強，使得高超聲速鈍體的壁面熱流得以降低，改善高超聲