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气动加热研究现状

时间:2017-02-13 20:10来源:毕业论文
高超声速飞行器在大气中飞行,会产生强烈的气动加热现象,使飞行器表面温度急剧升高。较高的温度会引起飞行器的外形结构强度及刚度的变化,对飞行器的正常飞行造成极为严重的

高超声速飞行器在大气中飞行,会产生强烈的气动加热现象,使飞行器表面温度急剧升高。较高的温度会引起飞行器的外形结构强度及刚度的变化,对飞行器的正常飞行造成极为严重的影响。随着飞行马赫数的增加,气动加热将越趋严重,驻点周围空气温度与马赫数平方成正比增加。因此,精确确定气动加热环境,对高超声速飞行器的研制和热防护材料的选择起着至关重要的作用。
研究气动加热有三种手段:理论计算、风洞试验和飞行试验。目前为止,飞行试验是综合验证最为先进的手段,但是飞行试验成本很高,飞行次数有限,试验数据非常少,又因为实际中,测量仪器不可避免地存在误差,所以不能够获得完整而准确的数据。风洞试验是广泛的试验手段,但是尚不能妥善解决马赫数Ma=4~8的高超声速区域内的技术问题,研究更高马赫数下的问题更是不可能。由于受到试验模拟的限制以及在高速气流中测量的困难,用计算机辅助分析的理论计算就变得相当重要了。5764
数值计算方法计算周期很长,对计算机要求也很高,因其精度比较高,因此适用于后期设计阶段。以NASA Langley研究中心为代表,发展了很多程序,在直接求解Navier-Stokes方程和它的各种近似形式方面做了很多工作,包括直接求解VSL方程(粘性激波层解),求解PNS方程(抛物化的N-S方程),直接求解N-S方程几种。对于粘性激波层方法,有VSL3D程序;对于抛物化的N-S方程,则有HYTAC程序和AFWALPNS程序;对于直接求解N-S方程,典型的计算程序是LAURA程序,可以对完全气体,平衡气体,化学和热不平衡气体条件求解欧拉方程和层流条件下的N-S方程。求解的方法是有限体积的激波捕捉法,采用矩形、结构网格,迎风面无粘通量采用Roe格式通量差分分裂和TVD格式。湍流模型采用C-S模型和B-L模型。应用比较成熟的还有GASP程序,可以用于多种问题的求解,如定常或非定常的欧拉方程,抛物化的N-S方程,薄层近似的N-S方程,以及全N-S方程。另外,针对特定的典型问题,还发展了很多相应的程序,例如,LARCK程序主要用于求解复杂的发动机内流问题;PELISA-HYP程序,它主要用于求解无粘流场。
工程计算方法在求解简单外形的气动热方面具有一定的优势,计算效率很高,对于简单外形,精确度也有一定保证,在高超声速飞行器研制初期,发挥着很大作用。AEROHEAT方法运用了轴对称比拟的概念,从而使得在表面流线已知的情况下,允许将轴对称附面层方法应用于三文流动。MINIVER程序采用了常用的热流公式,在驻点采用Fay-Riddell公式,层流采用Blasius表面摩阻公式和修正的雷诺比拟,并采用参考焓来考虑压缩性的影响,湍流用Schultz-Grunow表面摩阻公式,参考焓法和雷诺比拟。LATCH方法,可用于求解完全气体或平衡化反应气体,经改进还可用于求解有攻角情况下的表面热流。THINBL方法进一步拓展了工程方法计算三文物体的能力,适用于层流、湍流状态下的完全气体,平衡气体流动[4]。
随着我国高超声速技术的迅速发展,国内也对气动加热进行积极的研究和探索。例如:夏丰领等[5]利用数值计算方法计算高速火箭弹表面的温度分布,得出结论:越是靠近弹尾,气动加热现象越不明显;温度最大值出现在火箭弹的前端,时刻比最大速度时刻稍滞后些。雷延花等[6]采用工程估算和数值模拟两种方法进行计算,对天地往返运输系统X-33迎风面和背风面中心线上的温度分布计算结果进行了比较。李福松等[7]对某火箭弹标准外形引信进行了非定常CFD的仿真计算,建立三文、非定常、可压缩粘性流的N-S方程,采用有限体积法、耦合求解法模式、二阶迎风格式进行求解。巩伟杰等[8]对三文类乘波体的气动加热进行数值分析,描述温度迎风中心线的分布,在驻点处温度最高,然后逐步降低,最后趋于平衡。马赫数越大,温度越高,边界层转捩促使壁温升高。 气动加热研究现状:http://www.youerw.com/yanjiu/lunwen_2942.html
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