本文關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)材料氣動熱沖擊模擬研究，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

《哈爾濱工業(yè)大學(xué)》 2014年

高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)材料氣動熱沖擊模擬研究

田楓林  

【摘要】：高超聲速飛行器的飛行速度要達到5馬赫數(shù)以上，是目前航天航空領(lǐng)域的研究前沿。高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一就是氣動熱防護問題。飛行器在大氣層中高速飛行時，由于機體對氣流的粘滯作用，致使機體表面邊界層空氣受到強烈壓縮和摩擦作用，大大增加氣體內(nèi)能，產(chǎn)生溫度驟升現(xiàn)象。研究氣動加熱的內(nèi)在機理，，提升熱防護技術(shù)，對于保護高超聲速飛行器的彈體不受破壞及內(nèi)部設(shè)備功能不受影響，顯得極為重要。 經(jīng)過近幾十年的發(fā)展，高超聲速飛行器氣動熱的研究已經(jīng)取得了初步的成果，并得到了流場特性與結(jié)構(gòu)特性分布規(guī)律，奠定了一定的理論基礎(chǔ)。隨著研究的逐步深入，又出現(xiàn)了更多的問題，比如高超聲速流場產(chǎn)生的邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象及復(fù)雜高超聲速流-熱-固耦合場等。本文針對以上問題進行了相關(guān)的模擬研究。 本文首先研究了典型模型高超聲速氣動加熱外流場的數(shù)值模擬。通過與實驗數(shù)據(jù)的對比驗證，來比較不同湍流模型在計算高超聲速氣動加熱時的適用性。并在此基礎(chǔ)上，探討不同馬赫數(shù)、不同攻角、不同壁面溫度以及不同來流湍流強度對模擬結(jié)果的影響。然后研究了高超聲速飛行器流-熱-固耦合的數(shù)值模擬。分別采用單向耦合與雙向耦合兩種耦合方法，對飛行器錐體的流-熱-固耦合場進行了研究分析，并在此基礎(chǔ)上進行了結(jié)構(gòu)材料的優(yōu)化設(shè)計，增強抗氣動熱沖擊的能力。 對典型模型高超聲速氣動加熱外流場的數(shù)值模擬結(jié)果顯示，不考慮邊界層轉(zhuǎn)捩時，三種二方程湍流模型中，SST k-ω模型的模擬結(jié)果優(yōu)于標準k-模型和標準k-ω模型。且不同馬赫數(shù)和不同攻角下，SST k-ω模型均能準確的模擬雙橢球高超聲速氣動熱的外流場。此外，考慮邊界層轉(zhuǎn)捩時，一方程湍流模型和二方程湍流模型均不能預(yù)測邊界層轉(zhuǎn)捩，而三方程湍流模型-Transition k-kl-ω模型能準確的預(yù)測邊界層轉(zhuǎn)捩的發(fā)生和模擬轉(zhuǎn)捩對傳熱所產(chǎn)生的影響。壁面?zhèn)鳠岷妥杂蓙砹魍牧鲝姸染鶎吔鐚愚D(zhuǎn)捩位置產(chǎn)生影響，而來流馬赫數(shù)對邊界層轉(zhuǎn)捩的影響僅僅體現(xiàn)在轉(zhuǎn)捩后的熱流密度值不同。網(wǎng)格質(zhì)量以及關(guān)鍵部位的網(wǎng)格疏密程度很大程度上決定了模擬的準確性。在計算高超聲速流動時，壁面處網(wǎng)格y+值應(yīng)小于1。 對高超聲速飛行器流-熱-固耦合的數(shù)值模擬結(jié)果表明，雙向耦合方法能夠較準確的模擬飛行器錐體的流-熱-固耦合場。單向耦合方法計算結(jié)果存在頂端節(jié)點溫度較高，且錐頭部溫度梯度較大，熱變形梯度也較大，高溫區(qū)與高變形區(qū)都集中于頂端區(qū)域。雙向耦合方法解決了單向耦合方法的上述問題。頂端區(qū)域溫度梯度相對單向耦合較低，高溫區(qū)的壁面的熱流密度下降；由溫度變化引起的結(jié)構(gòu)熱變形梯度較小，熱應(yīng)力也較低。利用雙向耦合方法計算得出的壁面溫度，隨著時間推移會逐漸升高，且升高速率逐漸降低，且壁面溫度的分布與熱流密度的分布呈正相關(guān)。應(yīng)用C/SiC復(fù)合材料作為錐頭材料，相對30CrMnSiA合金鋼和Nb合金錐頭溫度較高，但在C/SiC復(fù)合材料的適用范圍之內(nèi)，而熱變形最低。不僅具有抵抗熱沖擊的能力，還起到了隔熱的作用。因此C/SiC復(fù)合材料錐頭增強了飛行器抗氣動熱沖擊的能力。

【關(guān)鍵詞】：
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2014
【分類號】：TK124;V411.4
【目錄】：

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本文編號：218904