高超聲速飛行器推力室氣動加熱分析.pdf

1、高超聲速技術(shù)在現(xiàn)代航空航天的發(fā)展中扮演著極其重要的角色，用于高超聲速飛行器上的火箭發(fā)動機推力室，將會受到不同程度的氣動加熱作用。對于采用再生冷卻技術(shù)的推力室，在其開始工作之前，強烈的氣動加熱效應(yīng)會引起冷卻夾套內(nèi)推進劑溫度升高。當(dāng)溫度升至其分解溫度時，整臺發(fā)動機的可靠性及安全性都將受到極大地影響。
　　本文主要研究了高超聲速飛行器推力室氣動熱環(huán)境。首先，結(jié)合高超聲速空腔流動及縫隙流動理論，對推力室空腔的流場結(jié)構(gòu)和表面熱流分布情況進行

2、了初步理論分析及預(yù)測。其次，對高速流動中影響氣動加熱數(shù)值計算的格式效應(yīng)、網(wǎng)格效應(yīng)及湍流模型等因素進行了討論。并總結(jié)出一套可行的流場拆分計算方法，通過對多個算例模型的計算，并與風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)進行對比，驗證了該方法的準(zhǔn)確性。隨后，采用該數(shù)值模擬方法，對推力室的氣動加熱及結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)問題進行了耦合計算，分析了不同飛行狀態(tài)時，推力室結(jié)構(gòu)及推進劑的溫度變化情況，對推力室氣動加熱情況作出了系統(tǒng)的分析研究。
　　本文的研究工作補充了高速流動中對復(fù)雜