錐柱裙類組合體類高超聲速飛行器外部存在弓形激波,拐角誘發(fā)激波/邊界層干擾,氣動加熱較為復(fù)雜。為深入研究此類氣動熱變化規(guī)律,采用CFD方法研究HIFiRE-1再入大氣層氣動熱問題。結(jié)果顯示,飛行器進入稀薄流區(qū)時,需重點關(guān)注鼻錐氣動加熱,而拐角氣動加熱不明顯;進入稠密大氣層后,飛行器拐角出現(xiàn)邊界層分離與再附現(xiàn)象,且分離泡隨著空氣密度增大而逐步縮小,氣動加熱較為突出。 

【文章來源】：彈箭與制導(dǎo)學(xué)報. 2019,39(03)北大核心

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

幾何模型及三維網(wǎng)格方法驗證

－63．46145．0394．025e－71．94142．8403．831e－70．43134．0392．345e－80．22132．7388．4模擬得到的壁面壓強和熱流分布如圖2所示。對比看出:網(wǎng)格尺度加密到網(wǎng)格3后，壁面最大y+降低到0．43以下，計算熱流結(jié)果相對誤差較小，可以認為網(wǎng)格收斂。網(wǎng)格3結(jié)果與實驗結(jié)果對比可見:模擬壁面熱流分布與實驗結(jié)果吻合較好，再附點熱流密度稍有高估，模擬壓強分布也較為準確，再附點后壓降稍慢，表明文中計算模型較為準確。圖2網(wǎng)格驗證風(fēng)洞實驗與模擬馬赫數(shù)分布如圖3(a)、圖3(b)所示，可以看到，數(shù)值模擬拐角處激波/邊界層干擾流動與實驗紋影照片符合良好。圖3模擬結(jié)果對比2再入過程氣動熱計算2．1計算參數(shù)依據(jù)文獻［16］的飛行實驗彈道參數(shù)，選擇HI-·801·

kW/cm2)11e－63．46145．0394．025e－71．94142．8403．831e－70．43134．0392．345e－80．22132．7388．4模擬得到的壁面壓強和熱流分布如圖2所示。對比看出:網(wǎng)格尺度加密到網(wǎng)格3后，壁面最大y+降低到0．43以下，計算熱流結(jié)果相對誤差較小，可以認為網(wǎng)格收斂。網(wǎng)格3結(jié)果與實驗結(jié)果對比可見:模擬壁面熱流分布與實驗結(jié)果吻合較好，再附點熱流密度稍有高估，模擬壓強分布也較為準確，再附點后壓降稍慢，表明文中計算模型較為準確。圖2網(wǎng)格驗證風(fēng)洞實驗與模擬馬赫數(shù)分布如圖3(a)、圖3(b)所示，可以看到，數(shù)值模擬拐角處激波/邊界層干擾流動與實驗紋影照片符合良好。圖3模擬結(jié)果對比2再入過程氣動熱計算2．1計算參數(shù)依據(jù)文獻［16］的飛行實驗彈道參數(shù)，選擇HI-·801·

【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3255480