高超聲速鈍頭體表面熱流數(shù)值模擬研究.pdf

1、天津大學(xué)碩士學(xué)位論文高超聲速鈍頭體表面熱流數(shù)值模擬研究高超聲速鈍頭體表面熱流數(shù)值模擬研究NumericalSimulationResearchonSurfaceHeatFluxfHypersonicBluntBody學(xué)科專業(yè)：流體力學(xué)研究生：曲齊齊指導(dǎo)教師：曹偉教授天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院2016年11月I中文摘要中文摘要隨著馬赫數(shù)的提高，高超聲速飛行器的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象越來(lái)越嚴(yán)重，其中，如何準(zhǔn)確計(jì)算高超聲速飛行器表面熱流是熱防護(hù)設(shè)計(jì)的前提。由

2、于高超聲速實(shí)驗(yàn)非常困難，本論文將采用直接數(shù)值模擬方法，針對(duì)30km高空的空氣，來(lái)流馬赫數(shù)為4.5、6和8的高超聲速零攻角繞球頭和柱頭這兩種典型的鈍頭體駐點(diǎn)熱流和表面熱流進(jìn)行計(jì)算，研究熱流的影響因素，為高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。控制方程為柱坐標(biāo)系下的NS方程，對(duì)流項(xiàng)采用五階WENO格式，粘性項(xiàng)采用六階中心差分格式，時(shí)間項(xiàng)采用二步二階RK進(jìn)行離散。氣體滿足完全氣體模型。本文主要工作為：1.基于高超聲速完全氣體柱坐標(biāo)系二維控制方程，針

3、對(duì)通量采用不同的分裂方式，如，StegerWarming、LaxFriedrichs和特征投影分裂格式等，分析比較這三種不同分裂方式的計(jì)算結(jié)果。2.對(duì)球頭錐，壁面采用絕熱、等溫兩種壁面邊界條件，計(jì)算得到定常流場(chǎng)，對(duì)能量方程各項(xiàng)進(jìn)行了計(jì)算，分析了沿極軸能量傳遞的規(guī)律，發(fā)現(xiàn)：(a)對(duì)于兩種壁面邊界條件，激波滿足正激波特性，即，流體過(guò)激波總溫不變，熵增加，表明是一個(gè)絕熱不可逆過(guò)程；(b)對(duì)于絕熱壁面，滯止過(guò)程是等熵的；(c)對(duì)于等溫壁面，熱量