高超聲速再入體氣動熱數(shù)值模擬研究.pdf

1、高超聲速飛行器飛行速度高、射程遠(yuǎn)，具有潛在的巨大的軍事和經(jīng)濟(jì)價值，是未來航空航天領(lǐng)域的的主要研究發(fā)展方向之一。氣動加熱問題是高超聲速飛行器TPS（ThermalProtectionSystem，熱防護(hù)系統(tǒng)）設(shè)計的關(guān)鍵，數(shù)值模擬是研究氣動加熱問題的重要手段，對氣動熱數(shù)值模擬進(jìn)行研究具有重要的意義。目前氣動熱數(shù)值模擬已有許多研究成果，但在網(wǎng)格構(gòu)造方式及底層網(wǎng)格法向尺度及其均勻度方面研究較少，另一方面，研究的對象外形較為單一，簡單模型的方法在

2、推廣到復(fù)雜模型時容易遇到問題，部分研究缺乏地面試驗的驗證。綜合以上問題，本文以多種再入體為模型，運(yùn)用經(jīng)地面試驗結(jié)果驗證過的數(shù)值模擬方法再現(xiàn)繞再入體高超聲速復(fù)雜流場，分析不同因素對氣動熱數(shù)值模擬的影響，為實現(xiàn)氣動熱的準(zhǔn)確模擬提供參考。本文主要的工作:
　　 (1)通過對國內(nèi)外氣動加熱問題的數(shù)值模擬研究方法進(jìn)行對比分析，確定了針對高超聲速再入體氣動熱的數(shù)值模擬方法。針對三維可壓縮Navier-Stokes方程，時間離散采用LU-SG

3、S(LowerUpperSymmetricGauss-Seidel)隱式時間推進(jìn)方法，空間離散采用有限體積法，無粘對流通量選用Roe通量差分裂格式進(jìn)行離散，粘性通量采用二階中心差分格式進(jìn)行離散。通過對某一具有詳細(xì)實驗數(shù)據(jù)的典型再入體外形的氣動熱數(shù)值模擬驗證了所選用的數(shù)值模擬方法。
　　 (2)確定定解條件，研究網(wǎng)格因素對氣動熱數(shù)值模擬的影響。其中包括網(wǎng)格構(gòu)造方式、網(wǎng)格流向及周向分布、網(wǎng)格法向分布、網(wǎng)格底層尺度、網(wǎng)格底層尺度分布、

4、網(wǎng)格正交性等。
　　 (3)通過對鈍錐進(jìn)行數(shù)值模擬，得到其在不同攻角時表面熱流分布，對比了球頭部位的網(wǎng)格構(gòu)造方式對氣動熱數(shù)值模擬的影響，驗證了方型網(wǎng)格的優(yōu)越性，同時發(fā)現(xiàn)重點區(qū)域溫度場存在散亂問題，經(jīng)過對該問題進(jìn)行分析，從網(wǎng)格入口提出了解決方法;然后對計算網(wǎng)格進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)果表明物面網(wǎng)格法向尺度對熱流數(shù)值模擬有很大影響，法向第一層網(wǎng)格尺度必須小到一定程度才能保證足夠的熱流數(shù)值精度。
　　 (4)對空天飛機(jī)模型進(jìn)行數(shù)值模擬，提