飛行器在超音速飛行時(shí)受到的氣動(dòng)加熱效應(yīng)給結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及熱防護(hù)設(shè)計(jì)帶來極大影響,且真實(shí)狀態(tài)下的氣動(dòng)熱環(huán)境需要考慮外流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)的耦合及內(nèi)壁面邊界條件的影響。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程,通過流場(chǎng)與固體壁面交界處的信息傳遞,實(shí)現(xiàn)外流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)場(chǎng)的耦合數(shù)值分析。針對(duì)三種不同翼型的超音速繞流氣動(dòng)加熱進(jìn)行耦合數(shù)值研究,對(duì)比翼型內(nèi)壁面在不同熱邊界條件下的氣動(dòng)熱效應(yīng)。結(jié)果表明:不同翼型具有與氣動(dòng)力相似的氣動(dòng)熱效應(yīng),內(nèi)壁面考慮對(duì)流換熱的邊界條件最接近真實(shí),考慮機(jī)翼燃油箱滿油時(shí),三維機(jī)翼前緣駐點(diǎn)處熱流密度最高可達(dá)4 200 W/m²。

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