高超聲速飛行器氣動加熱計算技術(shù).pdf

1、對高超聲速飛行器的氣動加熱計算技術(shù)進行了研究，采用無粘外流解與工程方法相結(jié)合的方法進行高速飛行器氣動加熱計算，考慮了高溫化學非平衡效應(yīng)和結(jié)構(gòu)傳熱耦合效應(yīng)，可應(yīng)用于高超聲速飛行器長時氣動加熱的快速計算，給出和分析氣動加熱過程中的熱流密度分布以及飛行器表面和防熱層的溫度分布。研究成果可為高超聲速飛行器設(shè)計階段的氣動熱方案選型、設(shè)計后的氣動熱特性分析等提供技術(shù)支持。
　　氣動熱的計算目前主要有兩種方法，分別是全流場數(shù)值模擬技術(shù)和工程方法

2、。數(shù)值模擬方法是通過求解Navier-Stokes方程及其各種簡化形式來計算飛行器表面的熱流密度，如果要耦合結(jié)構(gòu)傳熱計算，那么數(shù)值計算的代價非常高昂，且研制周期長。工程方法因其計算過程簡單，且計算效率很高，因而得到了迅速發(fā)展。但工程方法也有其局限，比如邊界層外緣參數(shù)的經(jīng)驗計算、復(fù)雜外形(縫隙、凸起、不規(guī)則形狀等)飛行器分區(qū)、計算公式與結(jié)果的修正等，都需要大量的工程經(jīng)驗為基礎(chǔ)。
　　因此，從綜合計算效率和計算精度的角度出發(fā)，本文發(fā)展