吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)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(jìn)行高超聲速飛行過(guò)程中的流動(dòng)特性和氣動(dòng)熱特性的數(shù)值模擬研究展開(kāi)。本文的研究包括兩方面內(nèi)容：一是在分析X-43A繞流流動(dòng)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上,建立合理的數(shù)理模型和數(shù)值求解方法,并對(duì)建立的數(shù)理模型和數(shù)值計(jì)算方法的正確性進(jìn)行檢驗(yàn)；二是針對(duì)X-43A的不同飛行工況,對(duì)其流場(chǎng)特性和氣動(dòng)熱特性進(jìn)行詳細(xì)地研究分析。超聲速/高超聲速可壓縮流動(dòng)中,高速氣流和機(jī)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(qiáng)烈壓縮會(huì)導(dǎo)致強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱。氣動(dòng)熱的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)成為熱防護(hù)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。在實(shí)際的超聲速/高超聲速可壓縮流動(dòng)中,存在層流和湍流兩種流態(tài),要通過(guò)數(shù)值模擬的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)流動(dòng)和氣動(dòng)熱特性的準(zhǔn)確預(yù)測(cè),所建立的數(shù)理模型和所采用的數(shù)值求解方法須能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)典型層流和湍流流態(tài)的準(zhǔn)確求解。
　　 本文采用有限體積法在結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上離散守恒型的流動(dòng)控制方程。對(duì)于對(duì)流通量采用迎風(fēng)格式思想來(lái)處理。采用拉伸網(wǎng)格和分區(qū)對(duì)接技術(shù)對(duì)整個(gè)流場(chǎng)區(qū)域進(jìn)行結(jié)構(gòu)

3、化網(wǎng)格劃分。壁面采取無(wú)滑移、非滲透處理；流場(chǎng)區(qū)域的出口采用一階線性外插值；在流場(chǎng)的邊界上采用虛擬節(jié)點(diǎn)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(shù)來(lái)處理,這克服了k-ε模型在近壁面低雷諾數(shù)區(qū)域不適應(yīng)的問(wèn)題。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)超聲速/高超聲速可壓縮流動(dòng)的流場(chǎng)特性和氣動(dòng)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(dòng)對(duì)所建立的數(shù)理模型和數(shù)值求解方法對(duì)層流流動(dòng)求解的合理性進(jìn)行了驗(yàn)證；以超聲速湍流壓縮拐

4、角流動(dòng)和超聲速湍流膨脹壓縮拐角流動(dòng)來(lái)驗(yàn)證數(shù)理模型和求解方法對(duì)湍流流動(dòng)求解的合理性。在上述研究的基礎(chǔ)上,以Ma=0.2的湍流平板流動(dòng)、ONERA M6機(jī)翼的繞流流動(dòng)及軸對(duì)稱(chēng)中空帶裙部的圓柱-圓臺(tái)組合體的復(fù)雜繞流流動(dòng)對(duì)湍流模型的適用性和數(shù)值求解中網(wǎng)格的獨(dú)立性進(jìn)行了較為細(xì)致的研究。通過(guò)對(duì)比分析發(fā)現(xiàn):本文所建立的數(shù)理模型和數(shù)值求解方法可以實(shí)現(xiàn)對(duì)高超聲速?gòu)?fù)雜流場(chǎng)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(shù)來(lái)處理)對(duì)X-43A高超聲速流

5、場(chǎng)中包含的尖前緣繞流、壓縮拐角流動(dòng)、凸起物的繞流、激波與邊界層的干擾流動(dòng)等問(wèn)題的處理都獲得了與試驗(yàn)較接近的結(jié)果。
　　 本文在前述研究的基礎(chǔ)上,對(duì)X-43A可壓縮流動(dòng)的流動(dòng)特性及氣動(dòng)熱特性進(jìn)行全面研究。研究獲得了飛行器機(jī)身外表面、典型結(jié)構(gòu)及機(jī)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(dòng)機(jī)的唇口處出現(xiàn)了壓力和密度的峰值