激波邊界層干擾數(shù)值模擬研究.pdf

1、激波邊界層干擾是廣泛存在于超聲速流動(dòng)中的一種復(fù)雜物理現(xiàn)象。在超聲速飛行中，它通常產(chǎn)生于飛行器的內(nèi)、外流場(chǎng)，使飛行器產(chǎn)生額外的阻力及氣動(dòng)加熱，影響飛行穩(wěn)定，造成飛行的困難和能量的損失。激波邊界層干擾由于涉及到激波與邊界層兩個(gè)原本就非常復(fù)雜的問(wèn)題，研究涉及到流體力學(xué)、工程熱物理、以及其它相關(guān)學(xué)科，因此對(duì)激波邊界層的干擾問(wèn)題的深入研究對(duì)于推進(jìn)航空航天科技發(fā)展具有重要意義。
　　計(jì)算流體力學(xué)對(duì)于解決復(fù)雜的流動(dòng)問(wèn)題具有流場(chǎng)信息完全以及經(jīng)濟(jì)等

2、方面的優(yōu)勢(shì)。本文通過(guò)對(duì)高超聲速層流來(lái)流及湍流來(lái)流，兩種流動(dòng)狀態(tài)繞三維楔模型問(wèn)題進(jìn)行數(shù)值計(jì)算模擬仿真，并對(duì)流動(dòng)結(jié)果進(jìn)行了分析。通過(guò)將表面壓力分布數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算結(jié)果的可信性；在此基礎(chǔ)之上得出了流場(chǎng)分離區(qū)大小變化規(guī)律與熱流密度以及其它參數(shù)的分布規(guī)律；對(duì)層流模型還研究了來(lái)流攻角對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的影響。
　　通過(guò)改變?nèi)S楔模型的楔角大小，分別為10°，20°，30°，40°，得到了模型表面壓力分布、熱流密度分布、分離區(qū)大小