本文關(guān)鍵詞： 流場與結(jié)構(gòu)溫度場一體化 氣動加熱 有限體積法 一體化算法 高超聲速　出處：《航空動力學(xué)報》2016年01期 　論文類型：期刊論文

【摘要】：在對國內(nèi)外流場與結(jié)構(gòu)溫度場一體化計算方法的不足進行細致討論的基礎(chǔ)上,提出了一種高超聲速流場與結(jié)構(gòu)溫度場一體化計算方法.采用統(tǒng)一的積分方程組作為氣動加熱和結(jié)構(gòu)傳熱物理過程的控制方程,對整個物理場進行統(tǒng)一的迎風格式有限體積方法離散,給出了流場與結(jié)構(gòu)交界面上溫度、溫度梯度及導(dǎo)熱系數(shù)等參數(shù)的計算方法.在時間推進方面,定常狀態(tài)采用多步龍格庫塔迭代格式,非定常狀態(tài)則采用雙時間步長方法.采用發(fā)展的一體化算法對二維圓管模型的氣動加熱和結(jié)構(gòu)傳熱問題進行了數(shù)值模擬.結(jié)果表明:2s時駐點物面溫度為390K,與其他文獻的誤差在3.1K范圍內(nèi);穩(wěn)定時駐點物面溫度為647K.
[Abstract]:On the basis of detailed discussion on the shortage of integrated calculation method of flow field and structure temperature field at home and abroad. In this paper, a hypersonic flow field and structural temperature field are presented. The unified integral equations are used as the governing equations for the physical process of aerodynamic heating and structural heat transfer. The whole physical field is discretized by a unified upwind finite volume method, and the calculation methods of temperature, temperature gradient and thermal conductivity at the interface between the flow field and the structure are given. Multistep Runge-Kutta iterative scheme is used in the steady state. In the unsteady state, the two-time step method is used. The aerodynamic heating and structural heat transfer of the two-dimensional circular tube model are numerically simulated by using the developed integrated algorithm. The results show that:. The surface temperature of the stationary point is 390K at 2s. The error from other literature is within 3.1 K; The stationary point surface temperature is 647K.
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院;
【基金】：國家高技術(shù)研究發(fā)展計劃
【分類號】：V211.3
【正文快照】： 隨著現(xiàn)代飛行技術(shù)的發(fā)展,飛行器的飛行速度越來越高,由此引起的氣動加熱與結(jié)構(gòu)傳熱問題不可忽視[1-2].傳統(tǒng)氣動加熱/結(jié)構(gòu)傳熱計算通常采用耦合交替迭代的方法,主要分成以下兩個計算過程[3-6]:一為將交界面的物面溫度作為流場邊界條件計算流場,得到交界邊界的熱流密度;二為將熱

【二級參考文獻】

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本文編號：1449552