本文選題：高超聲速飛行器 + 比熱/比熱比��； 參考：《國防科技大學(xué)學(xué)報》2016年02期

【摘要】：以高超聲速飛行器為研究對象,構(gòu)建快速準確計算高超聲速飛行器無黏邊界層外緣參數(shù)的計算方法。擬合空氣比熱、比熱比隨溫度變化曲線,建立空氣屬性溫度劃分準則�；诓煌諝鈱傩越⒏叱曀亠w行器邊界層外緣參數(shù)工程與數(shù)值計算模型,采用鈍雙錐模型,對比分析工程估算、無黏數(shù)值及有黏數(shù)值計算方法的計算結(jié)果。結(jié)果表明,0°攻角狀態(tài)下,基于無黏流場的數(shù)值計算與工程估算和有黏數(shù)值計算的壓強最大差值分別為1.19%和2.39%;10°攻角狀態(tài)下,最大差值分別為5%和50%;從而證明所提出的無黏數(shù)值計算方法明顯優(yōu)于工程計算方法,為進一步快速準確計算高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境奠定了重要基礎(chǔ)。
[Abstract]:The hypersonic vehicle as the research object, the calculation method of constructing rapid and accurate computation of hypersonic inviscid boundary layer edge parameters. The fitting of air specific heat, specific heat ratio with temperature change curve, the establishment of air temperature criterion. Property calculation model of different air properties to establish the hypersonic vehicle outer boundary layer parameters based on numerical and engineering, using blunt double cone model, comparative analysis of engineering estimation, numerical calculations of the inviscid and viscous numerical method. The results show that the 0 degree angle of attack, based on numerical calculation and engineering estimation of inviscid and flow field numerical calculation of the maximum difference of pressure viscosity were 1.19% and 2.39%; 10 degree angle of attack, the biggest difference were 5% and 50%; calculation method and proves the inviscid numerical calculation method is better than the project, for the further rapid and accurate calculation of high speed pneumatic device for ultrasonic The thermal environment has laid an important foundation.

【作者單位】： 國防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院;高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室;
【基金】：國家自然科學(xué)基金資助項目(51406230)
【分類號】：V211

【參考文獻】

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【共引文獻】

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【二級參考文獻】

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本文編號：1739738