吸氣式高超聲速飛行器氣動熱特性研究.pdf

1、本文圍繞X-43A吸氣式高超聲速飛行器在稠密大氣層中進行高超聲速飛行過程中的流動特性和氣動熱特性的數值模擬研究展開。本文的研究包括兩方面內容：一是在分析X-43A繞流流動特點的基礎上,建立合理的數理模型和數值求解方法,并對建立的數理模型和數值計算方法的正確性進行檢驗；二是針對X-43A的不同飛行工況,對其流場特性和氣動熱特性進行詳細地研究分析。超聲速/高超聲速可壓縮流動中,高速氣流和機身表面的固體壁面之間存在很大的速度梯度和溫度梯度,摩

2、擦阻力和氣流受到的強烈壓縮會導致強烈的氣動加熱。氣動熱的準確預測成為熱防護設計的基礎。在實際的超聲速/高超聲速可壓縮流動中,存在層流和湍流兩種流態(tài),要通過數值模擬的方法來實現對流動和氣動熱特性的準確預測,所建立的數理模型和所采用的數值求解方法須能夠實現對典型層流和湍流流態(tài)的準確求解。
　　 本文采用有限體積法在結構網格上離散守恒型的流動控制方程。對于對流通量采用迎風格式思想來處理。采用拉伸網格和分區(qū)對接技術對整個流場區(qū)域進行結構

3、化網格劃分。壁面采取無滑移、非滲透處理；流場區(qū)域的出口采用一階線性外插值；在流場的邊界上采用虛擬節(jié)點的2階精度處理；湍流模型采用渦粘性的k-ε兩方程湍流模型,在近壁面區(qū)域采用壁面函數來處理,這克服了k-ε模型在近壁面低雷諾數區(qū)域不適應的問題。為了實現對超聲速/高超聲速可壓縮流動的流場特性和氣動熱特性的研究,本文以高超聲速圓柱繞流和尖頭雙圓錐激波層干擾流動對所建立的數理模型和數值求解方法對層流流動求解的合理性進行了驗證；以超聲速湍流壓縮拐

4、角流動和超聲速湍流膨脹壓縮拐角流動來驗證數理模型和求解方法對湍流流動求解的合理性。在上述研究的基礎上,以Ma=0.2的湍流平板流動、ONERA M6機翼的繞流流動及軸對稱中空帶裙部的圓柱-圓臺組合體的復雜繞流流動對湍流模型的適用性和數值求解中網格的獨立性進行了較為細致的研究。通過對比分析發(fā)現:本文所建立的數理模型和數值求解方法可以實現對高超聲速復雜流場的模擬；所采用的k-ε湍流模型(在近壁面區(qū)域采用壁面函數來處理)對X-43A高超聲速流

5、場中包含的尖前緣繞流、壓縮拐角流動、凸起物的繞流、激波與邊界層的干擾流動等問題的處理都獲得了與試驗較接近的結果。
　　 本文在前述研究的基礎上,對X-43A可壓縮流動的流動特性及氣動熱特性進行全面研究。研究獲得了飛行器機身外表面、典型結構及機身重要截面的壓力、溫度、熱流等的分布規(guī)律。研究表明:飛行器上表面的壓力和密度峰值較下表面小,且變化和緩；下表面的壓力和密度峰值較大,在頭部前緣、壓縮拐角及發(fā)動機的唇口處出現了壓力和密度的峰值