氣動(dòng)加熱中縫隙效應(yīng)的數(shù)值模擬.pdf

1、超音速飛行器面臨氣動(dòng)加熱的挑戰(zhàn)，為了解決“熱障”問題，需要在飛行器外部安裝熱防護(hù)系統(tǒng)，例如，航天飛機(jī)上的防熱瓦。由于特殊功能的需求，熱防護(hù)層表面常設(shè)計(jì)不同的縫隙，這些縫隙會干擾氣流邊界層，并形成局部熱環(huán)境。國內(nèi)外開展了縫隙效應(yīng)的實(shí)驗(yàn)研究，但數(shù)值模擬的工作還很少。本文重點(diǎn)探討氣動(dòng)加熱中縫隙效應(yīng)的科學(xué)問題，對實(shí)現(xiàn)超音速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的精細(xì)化設(shè)計(jì)具有重要意義。
　　本文主要工作由兩部分組成:氣動(dòng)加熱中的縫隙效應(yīng)以及降低縫隙效應(yīng)的措施。

2、
　　首先，基于有限體積法對二維可壓縮Navier-Stokes方程進(jìn)行求解，計(jì)算中采用S-A湍流模型輸運(yùn)方程來封閉控制方程，網(wǎng)格劃分采用四邊形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格及三角形網(wǎng)格，采用Roe空間離散格式及Runge-Kutta時(shí)間離散格式離散控制方程，并以Green-Gauss Node Based方法來計(jì)算控制方程中的導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，建立了不同攻角、不同馬赫數(shù)、不同寬深比工況下的模型;利用Fluent軟件對跨超聲速流動(dòng)條件下的縫隙效應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。