高超聲速彈頭氣動熱工程算法與數(shù)值傳熱.pdf

1、采用有限體積法，在非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格上離散穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱方程，耦合迭代計(jì)算法向擴(kuò)散項(xiàng)和切向擴(kuò)散項(xiàng)，以滿足高精度離散格式的要求。運(yùn)用可視化語言Fortran95模塊化完成了數(shù)值傳熱計(jì)算程序的編制，采用C++編寫網(wǎng)格文件的接口程序，并對來自與Tecplot和GAMBIT的網(wǎng)格文件重新進(jìn)行讀取與編號，實(shí)現(xiàn)了網(wǎng)格前處理的兼容性。
　　 在標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境下，對球錐型彈頭在5～8馬赫高超聲速來流時(shí)，采用工程算法計(jì)算彈頭表面熱通量?；竟綖橘M(fèi)-里德爾(F

2、ay-Riddell)平衡邊界層駐點(diǎn)熱流密度公式，李斯(Lees)層流熱流分布公式。在二維零攻角來流情況下，考慮了兩種流動狀況，一種是完全層流無轉(zhuǎn)捩；另一種為采用Batt邊界層轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則來確定邊界層轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。完全湍流區(qū)采用湍流熱流計(jì)算公式確定其熱流值，轉(zhuǎn)捩過渡區(qū)熱流由層流傳熱與湍流傳熱的加權(quán)平均值計(jì)算得到。
　　 在三維有攻角來流情形下，彈體周向熱流不再對稱，結(jié)合上面的基本公式與經(jīng)過適當(dāng)修正的等價(jià)錐法，分析攻角對層流傳熱的影響。然后

3、，采用一種簡化的軸對稱比擬法計(jì)算相同攻角來流條件下的彈體熱流分布，并與等價(jià)錐法以及實(shí)驗(yàn)值相互比較，并得到了令人滿意的一致性。
　　 最后，在驗(yàn)證了自編氣動熱程序的正確性后，將上述工程算法得到的彈體表面熱流值，線性化后作為第三類邊界條件耦合到彈體熱分析程序中，對彈體的溫度場進(jìn)行了數(shù)值模擬。
　　 計(jì)算結(jié)果表明，湍流邊界層傳熱會導(dǎo)致彈頭高溫區(qū)擴(kuò)大，表面溫度上升；隨著攻角的增大，迎風(fēng)面的熱流值會增大，而且溫度也會上升；而背風(fēng)面