高超聲速飛行器推力室氣動加熱分析.pdf

1、高超聲速技術在現代航空航天的發(fā)展中扮演著極其重要的角色，用于高超聲速飛行器上的火箭發(fā)動機推力室，將會受到不同程度的氣動加熱作用。對于采用再生冷卻技術的推力室，在其開始工作之前，強烈的氣動加熱效應會引起冷卻夾套內推進劑溫度升高。當溫度升至其分解溫度時，整臺發(fā)動機的可靠性及安全性都將受到極大地影響。
　　本文主要研究了高超聲速飛行器推力室氣動熱環(huán)境。首先，結合高超聲速空腔流動及縫隙流動理論，對推力室空腔的流場結構和表面熱流分布情況進行

2、了初步理論分析及預測。其次，對高速流動中影響氣動加熱數值計算的格式效應、網格效應及湍流模型等因素進行了討論。并總結出一套可行的流場拆分計算方法，通過對多個算例模型的計算，并與風洞實驗數據進行對比，驗證了該方法的準確性。隨后，采用該數值模擬方法，對推力室的氣動加熱及結構熱響應問題進行了耦合計算，分析了不同飛行狀態(tài)時，推力室結構及推進劑的溫度變化情況，對推力室氣動加熱情況作出了系統的分析研究。
　　本文的研究工作補充了高速流動中對復雜