【摘要】：近年來,隨著高超聲速飛行器的研究與發(fā)展,人們對高超聲速空氣動力學的研究也越來越深入。其中,真實氣體效應是研究高超聲速飛行時不可忽略的一項重點問題。本文通過直接數(shù)值模擬計算的方法研究了真實氣體效應對高超聲速鈍楔流場的影響。本文將采用量熱完全氣體模型、變比熱模型(等效比熱比法和直接通量分裂法)與化學平衡氣體模型分別對高超聲速鈍楔流場進行直接數(shù)值模擬計算,并將考慮了真實氣體效應的計算模型所計算出的流場數(shù)據(jù)與量熱完全氣體模型計算出的流場數(shù)據(jù)進行對比分析,得出真實氣體效應對高超聲速鈍楔流場的具體影響結果。結果表明,變比熱模型與化學平衡氣體模型反映出的真實氣體效應影響趨勢相同,均使鈍楔頭部激波內高溫區(qū)的流速與溫度降低,使波內密度升高,使激波層內厚度減小,且均對波內壓強影響較小。此外,真實氣體效應在更高馬赫數(shù)下的化學平衡氣體模型中所反映出的影響效果更為顯著。
【學位授予單位】：哈爾濱工程大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2019
【分類號】：V211;V411
【圖文】：

第 1 章 緒 論1.1 研究背景多年以來，高超聲速飛行的研究一直是航空航天學者的重點研究課題。有關高超聲速飛行器的研制，無論在軍事上或是經濟上都存在著重要的戰(zhàn)略意義。如圖 1.1 所示，2004 年 11 月 16 日，美國航空航天局研制的 X-43[1]高超聲速無人飛行器試飛成功，X-43 在距離地面 30km 的高空處點燃超燃沖壓發(fā)動機，在短暫的沖刺之后，進行了馬赫數(shù)為 9.8 的飛行試驗。如圖 1.2 所示，2013 年 5 月 3 日，美國空軍宣布已研制將近十年的 X-51A“乘波者”[2]高超聲速無人飛行器經歷數(shù)次失敗后，在第四次試飛中，終獲成功，X-51A“乘波者”高超聲速飛行器以 5.1 馬赫的速度飛行了 200 多秒。隨著以上等高超聲速飛行器的試飛成功，全球對高超聲速飛行器研究的關注度越來越高，各國均開始發(fā)展對高超聲速技術的研究。

美國空軍宣布已研制將近十年的 X-51A“乘波者”[2]高超聲速無人飛行器經歷數(shù)次失敗后，在第四次試飛中，終獲成功，X-51A“乘波者”高超聲速飛行器以 5.1 馬赫的速度飛行了 200 多秒。隨著以上等高超聲速飛行器的試飛成功，全球對高超聲速飛行器研究的關注度越來越高，各國均開始發(fā)展對高超聲速技術的研究。圖1.1 X-43高超聲速無人飛行器

赫的速度飛行了 200 多秒。隨著以上等高超聲速飛行器的試飛成功，全球對高超聲速飛行器研究的關注度越來越高，各國均開始發(fā)展對高超聲速技術的研究。圖1.1 X-43高超聲速無人飛行器圖1.2 X-51A“乘波者”高超聲速飛行器

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本文編號：2804572