高超聲速熱流固多物理場(chǎng)計(jì)算研究.pdf

1、高超聲速氣動(dòng)熱的預(yù)測(cè)以及飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)目前已成為科研人員和工程設(shè)計(jì)人員極為關(guān)切的前沿問(wèn)題。當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)，由于激波效應(yīng)和氣體的粘性作用，機(jī)體周圍空氣溫度迅速升高，產(chǎn)生了氣動(dòng)加熱現(xiàn)象。與此同時(shí)，氣動(dòng)加熱所帶來(lái)的大量熱量以熱傳導(dǎo)、熱輻射的形式傳遞至結(jié)構(gòu)內(nèi)部，使結(jié)構(gòu)溫度升高，產(chǎn)生結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力和熱應(yīng)變。因此，本論文針對(duì)高超聲速氣動(dòng)熱數(shù)值模擬以及熱流固多物理場(chǎng)一體化計(jì)算進(jìn)行了研究。
　　首先，本論文針對(duì)高超聲速氣動(dòng)熱計(jì)算以及

2、多物理場(chǎng)的非定常計(jì)算進(jìn)行了文獻(xiàn)調(diào)研，對(duì)已有的研究進(jìn)展和研究方法做了總結(jié)，提出了本文所要采用的理論和仿真計(jì)算方法，包括考慮多組分氣體下的完全Navier-Stockes方程，基于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格有限體積法的數(shù)值求解方法，以及用于高超聲速流動(dòng)的初始條件、邊界條件和流動(dòng)初始化。
　　其次，開(kāi)展了鈍錐外形、雙橢球外形和空天飛機(jī)外形的氣動(dòng)熱數(shù)值模擬，分別了研究不同飛行高度對(duì)化學(xué)反應(yīng)速率和表面壓力系數(shù)分布的影響，研究了不同飛行速度與攻角對(duì)氣動(dòng)加熱的影

3、響，研究了對(duì)稱面中心線和機(jī)翼上下表面的氣動(dòng)熱分布，較為清晰地掌握了高超聲速流場(chǎng)特性。研究結(jié)果顯示飛行高度越高，空氣越稀薄，化學(xué)反應(yīng)速率越低;飛行高度的改變對(duì)表面壓力系數(shù)分布影響不大;飛行速度和攻角的變化對(duì)表面氣動(dòng)熱分布有較大影響。以上仿真過(guò)程都取得了與文獻(xiàn)相吻合的結(jié)果，驗(yàn)證了本文計(jì)算方法的有效性，并為熱流固多物理場(chǎng)耦合分析奠定了基礎(chǔ)。
　　最后，闡述了多物理場(chǎng)一體化計(jì)算以及流固耦合面數(shù)據(jù)傳遞理論方法。圍繞高超聲速圓柱繞流的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)