【摘要】：高超聲速飛行器具有快速反應(yīng)能力、精準(zhǔn)打擊能力、作戰(zhàn)空間廣闊、作戰(zhàn)突防能力等軍事戰(zhàn)略優(yōu)勢(shì),它是航空航天的一個(gè)重要發(fā)展方向,在未來(lái)國(guó)防安全中擔(dān)任著重要角色。當(dāng)飛行器在大氣中高速飛行時(shí),一方面遭受空氣的極大阻力,另一方面引起了前方空氣的猛烈壓縮和附近空氣劇烈的摩擦,巨大的熱能由動(dòng)能轉(zhuǎn)變而來(lái),使得飛行器表面和附近空氣的溫度迅速升高。產(chǎn)生的高溫直接影響飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和內(nèi)部設(shè)備的正常工作,因此精準(zhǔn)預(yù)測(cè)飛行器的氣動(dòng)熱環(huán)境成為飛行器設(shè)計(jì)的重要研究工作。全文基于計(jì)算流體力學(xué)CFD理論與ANSYS仿真軟件進(jìn)行研究,運(yùn)用ANSYS FLUENT軟件計(jì)算獲得模型外流場(chǎng)的溫度、壓力、密度、速度等物理參數(shù)的分布,選取ANSYS中的Steady-State、Static-Structural模塊與FLUENT建立接口,將流場(chǎng)結(jié)果導(dǎo)入進(jìn)行耦合模擬計(jì)算,獲得結(jié)構(gòu)場(chǎng)的物理參數(shù)分布。本課題圍繞兩個(gè)經(jīng)典算例(二維圓管和三維球頭鈍錐)進(jìn)行研究,通過(guò)模擬結(jié)果與參考文獻(xiàn)中數(shù)據(jù)對(duì)比,驗(yàn)證了計(jì)算方法的可靠性。以二維圓管為例,建立了完整的氣動(dòng)熱計(jì)算方法,基于模型外流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果,進(jìn)一步研究了氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)特性的影響。針對(duì)二維圓管模型的局限性,對(duì)于流場(chǎng)刻畫(huà)能力不如三維模型,直觀的三維圖有助于復(fù)雜流場(chǎng)的研究,又以三維球頭鈍錐為例進(jìn)行更深一步的研究。重點(diǎn)分析了不同飛行速度、飛行高度、飛行攻角對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境的影響,基于模型計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比,進(jìn)一步研究了氣動(dòng)熱對(duì)三維結(jié)構(gòu)特性的影響,對(duì)模型的溫度場(chǎng)特性和結(jié)構(gòu)場(chǎng)特性進(jìn)行了深入研究。本文應(yīng)用ANSYS仿真模擬軟件,建立完整的氣動(dòng)熱耦合模擬計(jì)算方法,完成對(duì)高超聲飛行器的熱環(huán)境進(jìn)行了仿真模擬研究,計(jì)算結(jié)果均得到驗(yàn)證,計(jì)算方法高效、準(zhǔn)確、可靠。該研究成果為飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和熱防護(hù)設(shè)計(jì)提供了一定的理論基礎(chǔ)和數(shù)據(jù)支撐。
【圖文】：

具體表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面[44-45]：圖 2.1高超聲速流場(chǎng)的物理特征示意圖2.1.1薄激波層激波層是指激波和物面間氣體流動(dòng)的區(qū)域，在氣流偏轉(zhuǎn)角不變的條件下，激波層內(nèi)的密度增量隨來(lái)流馬赫數(shù)的增加而增大。這是由于來(lái)流馬赫數(shù)的增加，使得激波增強(qiáng)，波后氣體所受壓力增高，氣體密度增大。根據(jù)質(zhì)量守恒定律，在高速流動(dòng)過(guò)程中，激波緊貼飛行器表面，使得激波層的厚度變得非常小。2.1.2熵層高超聲速飛行器大多數(shù)會(huì)做成鈍頭體，這是因?yàn)榭梢杂行p弱熱載荷，其原理是依據(jù)邊界層方程的自由相似解。在高超聲速流場(chǎng)中，鈍頭體頭部附近形成具有很大的熵梯度的流體，稱為“熵層”。這是因?yàn)樵陬^部附近的激波非常彎曲，從而使得不同位置的流線的熵增不一樣。根據(jù)Crocco定理：

9究，也就是耦合計(jì)算問(wèn)題。下面將用鈍頭體為例，對(duì)飛行器外部熱環(huán)境中傳熱問(wèn)題的說(shuō)明。如圖2.2所示，，流場(chǎng)中，氣流速度變化最大的區(qū)域?yàn)轱w行器的最前端部分，即駐點(diǎn)區(qū)域，極大部分動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能，使得流體溫度急劇升高。當(dāng)飛行器飛行速度極高時(shí)，甚至超越第二宇宙速度時(shí)，此時(shí)在進(jìn)行熱環(huán)境計(jì)算時(shí)，就要加入駐點(diǎn)區(qū)高溫氣體的輻射作用。在駐點(diǎn)區(qū)的下方，邊界層內(nèi)主要傳熱形式包含熱傳導(dǎo)和擴(kuò)散傳熱。對(duì)飛行器外部流場(chǎng)進(jìn)行氣動(dòng)加熱計(jì)算過(guò)程中，求解邊界層氣動(dòng)加熱計(jì)算是全文計(jì)算的主要工作。圖 2.2鈍體繞流場(chǎng)中傳熱形式對(duì)流傳熱計(jì)算，經(jīng)常用到的無(wú)量綱的傳熱系數(shù)，分別是斯坦頓數(shù)St與努賽爾數(shù)Nu，兩者的定義如下：uhquCTqStwpw （2.3）hqCLTqLNuwpw （2.4）式中
【學(xué)位授予單位】：中原工學(xué)院
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V411.8;V444.3

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本文編號(hào)：2624157