本文關(guān)鍵詞：高超聲速氣動熱工程算法研究，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

《南京航空航天大學(xué)》 2008年

基于流線跟蹤法的氣動熱工程計(jì)算研究

方磊  

【摘要】： 本論文進(jìn)行基于流線跟蹤法的高超聲速飛行器氣動熱的計(jì)算與分析。基于普朗特的邊界層理論,將流場分為邊界層外的無粘流場和邊界層內(nèi)粘性主導(dǎo)的區(qū)域。用CFD方法求解無粘流場得到氣流邊界層外緣參數(shù),用表面流函數(shù)的方法得到流線的精確分布;在理論與半經(jīng)驗(yàn)公式的基礎(chǔ)上進(jìn)行高超聲速氣動熱的計(jì)算。 首先,對國內(nèi)外發(fā)展的各種高超聲速氣動熱的數(shù)值計(jì)算方法與工程算法進(jìn)行了系統(tǒng)的分析、歸類和比較,明確各種方法的原理、適用范圍、精確度與不足之處等。 本文運(yùn)用了表面流函數(shù)的概念,并通過理論推導(dǎo),得到了表面流函數(shù)與表面流線的關(guān)系;然后運(yùn)用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格求解三維Euler方程,計(jì)算得到高超聲速飛行器的邊界層外緣無粘流場氣流參數(shù);最后利用無粘流場氣流參數(shù)和表面流函數(shù)的方法計(jì)算了高超聲速飛行器的精確表面流線分布。計(jì)算結(jié)果表明,在有攻角和無攻角的情況下均可以得到較好的結(jié)果,為進(jìn)一步精確預(yù)測高超聲速飛行器表面的氣動加熱奠定了基礎(chǔ)。 在邊界層內(nèi)部,基于已有的流線分布,在小橫向流近似和高冷壁假設(shè)下,采用相似性方法、參考焓方法、局部相似性等方法來確定飛行器表面的氣動加熱。通過對有詳盡實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的鈍雙錐模型的計(jì)算,結(jié)果與經(jīng)典的熱流公式和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比,證明本方法具有一定的精度,適用于高超聲速飛行器概念研究和初步設(shè)計(jì)階段。 本文的工作實(shí)現(xiàn)了數(shù)值計(jì)算與工程方法的耦合,采用這種方法計(jì)算表面熱流分布,既克服了純工程算法難以求解復(fù)雜外形物面參數(shù)的缺點(diǎn),計(jì)算量又小于純數(shù)值算法,具有一定的工程實(shí)用價值,為熱環(huán)境的預(yù)測提供了依據(jù),可以作為“高超聲速氣動熱快速計(jì)算軟件”的不可或缺的一部分。

【關(guān)鍵詞】：
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2008
【分類號】：V211.3
【目錄】：

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