本文關(guān)鍵詞：高超聲速環(huán)境下縫隙熱環(huán)境的數(shù)值模擬研究

  更多相關(guān)文章： 高超聲速 氣動(dòng)熱 縫隙 化學(xué)平衡 動(dòng)網(wǎng)格 多場耦合

【摘要】：高超聲速飛行器在飛行過程中承受極端的氣動(dòng)熱環(huán)境,出于防熱的需要,飛行器表面會(huì)覆蓋防熱層,而防熱層在拼接組裝時(shí)難以避免地會(huì)留有寬度不等的縫隙。這些縫隙有可能引起局部過熱,從而留下破壞的隱患。因此,基于氣動(dòng)熱力學(xué)、傳熱學(xué)、熱彈性力學(xué)及流固耦合理論,對高超聲速環(huán)境下縫隙局部熱環(huán)境問題開展數(shù)值模擬工作,該研究將為飛行器防熱層的精細(xì)化設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。高超聲速流動(dòng)引起的激波層含有高速可壓流動(dòng)以及近壁面處的低速不可壓流動(dòng),針對這種流動(dòng)特征,采用了低速預(yù)處理形式的二維可壓縮無量綱N-S方程組及Menter SST湍流模型作為流動(dòng)控制方程。利用單元中心有限體積法對控制方程進(jìn)行離散,其中,采用一階差分格式對時(shí)間項(xiàng)進(jìn)行離散,采用二階中心差分格式對N-S方程組粘性項(xiàng)、湍流模型粘性項(xiàng)及源項(xiàng)進(jìn)行離散,選擇適用于全速度域求解的AUSM+-up迎風(fēng)格式對N-S方程組無粘項(xiàng)進(jìn)行離散,而湍流模型無粘項(xiàng)采用一階迎風(fēng)格式;不考慮湍流模型源項(xiàng)的剛性,采用LU-SGS隱式方法將流動(dòng)控制方程構(gòu)造為離散方程。結(jié)合定解條件,利用FORTRAN語言對離散方程進(jìn)行編程求解,算例驗(yàn)證表明,針對超聲速流動(dòng)開發(fā)的程序?qū)げǖ牟蹲绞怯行У�。在假設(shè)縫隙壁面為剛性等溫壁的基礎(chǔ)之上,建立了高超聲速環(huán)境下二維縫隙流動(dòng)的物理模型。首先,基于量熱完全氣體模型,利用自編的計(jì)算程序,對來流條件Ma = 5,攻角α = 0°～30°(間隔5°)工況下的縫隙流動(dòng)及熱環(huán)境進(jìn)行數(shù)值模擬。經(jīng)與α = 0°條件下的實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比,壁面熱流分布與實(shí)驗(yàn)值吻合,驗(yàn)證了所采用的數(shù)理模型及數(shù)值方法是合理有效的。其次,考慮高超聲速流動(dòng)中的真實(shí)氣體效應(yīng),采用Srinivasan平衡空氣擬合曲線來描述氣體的熱力學(xué)關(guān)系和輸運(yùn)特性,并據(jù)此拓展了量熱完全氣體計(jì)算程序的求解范圍,對來流條件Ma = 12、15.5,攻角α=0°～30°(間隔10°)工況下的縫隙流動(dòng)及熱環(huán)境進(jìn)行數(shù)值模擬。數(shù)值模擬結(jié)果表明:縫隙壁面熱流基本呈"U"形分布,在唇緣處達(dá)到峰值,并沿縫隙深度方向迅速減小;迎風(fēng)面唇緣峰值熱流隨氣流攻角的增大而增大;平衡空氣模型和量熱完全氣體模型得到的縫隙壁面熱流比分布曲線無明顯區(qū)別。針對高超聲速環(huán)境下彈性縫隙流動(dòng)問題,假設(shè)縫隙小變形,選取低速預(yù)處理形式的可壓縮N-S方程組作為流體域控制方程,采用自編的化學(xué)平衡空氣計(jì)算程序求解。選取穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)方程和熱彈性力學(xué)方程組作為固體域控制方程,采用有限元法編程求解。流體域計(jì)算與固體域計(jì)算在流固耦合界面處相互傳遞邊界條件,固體域?yàn)榱黧w域計(jì)算提供界面位移和溫度,流體域?yàn)楣腆w域計(jì)算提供界面壓力和熱流。在給定初始流固耦合界面位置和溫度后,依次求解流體域和固體域控制方程,并采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)更新流體域網(wǎng)格,反復(fù)迭代這一過程,直至收斂。基于該多場耦合求解算法,編寫了高超聲速環(huán)境下彈性縫隙熱-流-固多場耦合計(jì)算程序,該多場耦合計(jì)算程序通過了算例驗(yàn)證。針對高超聲速飛行器頭錐前緣縫隙熱環(huán)境問題,建立了彈性縫隙流動(dòng)的物理模型,利用自編的熱-流-固多場耦合計(jì)算程序?qū)椥钥p隙流動(dòng)及其熱環(huán)境進(jìn)行數(shù)值模擬,分析了 C/C-SiC材料熱膨脹系數(shù)和來流參數(shù)(馬赫數(shù)、攻角)對縫隙壁面熱流分布的影響。數(shù)值結(jié)果表明:增大C/C-SiC材料的厚度方向熱膨脹系數(shù),會(huì)造成縫隙前壁更多地暴露于外流中,引起縫隙前壁熱流增大,C/C-SiC材料面內(nèi)熱膨脹系數(shù)的作用效果相反;增大來流馬赫數(shù)和攻角會(huì)造成邊界層內(nèi)氣體溫度升高,引起縫隙壁面熱流增大;縫隙結(jié)構(gòu)的熱傳遞主要以防熱材料的熱傳導(dǎo)為主,而通過縫內(nèi)氣體對流傳熱獲得的熱量并不顯著。
【學(xué)位授予單位】：北京交通大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2017
【分類號(hào)】：V244.1

【相似文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 樂嘉陵;;高超聲速技術(shù)及其在軍事上的應(yīng)用[J];現(xiàn)代軍事;2000年06期

2 張志成,陳偉芳,石于中;超聲速、高超聲速球錐組合體表面壓強(qiáng)估算方法及其應(yīng)用[J];國防科技大學(xué)學(xué)報(bào);2001年04期

3 王宗;高超聲速技術(shù)[J];軍民兩用技術(shù)與產(chǎn)品;2002年09期

4 康文;;美國高超聲速研制計(jì)劃新進(jìn)展[J];國際航空;2007年05期

5 陳湘玲;朱愛平;;意大利和澳大利亞合作開展高超聲速技術(shù)研究[J];飛航導(dǎo)彈;2009年10期

6 康開華;才滿瑞;伍贛湘;童雄輝;;美國高超聲速技術(shù)飛行器[J];航天制造技術(shù);2010年01期

7 叢敏;魏國福;;俄羅斯繼續(xù)研制高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)[J];飛航導(dǎo)彈;2010年02期

8 王自勇;牛文;李文杰;;2012年美國高超聲速項(xiàng)目進(jìn)展及趨勢分析[J];戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù);2013年01期

9 王一琳;楊博;魏國福;周軍;;美國高超聲速技術(shù)組織管理體系研究[J];飛航導(dǎo)彈;2013年04期

10 叢敏;美國的高超聲速導(dǎo)彈計(jì)劃[J];飛航導(dǎo)彈;1999年08期

中國重要會(huì)議論文全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 李素循;;前言[A];高超聲速前沿問題研討班[C];2002年

2 唐志共;;高超聲速技術(shù)發(fā)展對地面試驗(yàn)的要求和現(xiàn)狀分析[A];新世紀(jì) 新機(jī)遇 新挑戰(zhàn)——知識(shí)創(chuàng)新和高新技術(shù)產(chǎn)業(yè)發(fā)展（下冊）[C];2001年

3 葉友達(dá);王振亞;盧笙;張涵信;張來平;;高超聲速吸氣式飛行器數(shù)值模擬研究[A];第四屆《海峽兩岸計(jì)算流體力學(xué)學(xué)術(shù)研討會(huì)》論文集[C];2003年

4 朱輝玉;楊弼杰;孫泉華;樊菁;;飛行高度對高超聲速模型飛行器氣動(dòng)性能影響的計(jì)算分析[A];第四屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議會(huì)議日程及摘要集[C];2011年

5 姜宗林;韓桂來;俞鴻儒;;吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)研究的進(jìn)展、問題與思考[A];第十三屆全國激波與激波管學(xué)術(shù)會(huì)議論文集[C];2008年

6 王軍旗;李素循;孫茂;;高超聲速層流干擾流場數(shù)值模擬[A];中國力學(xué)學(xué)會(huì)學(xué)術(shù)大會(huì)'2005論文摘要集（上）[C];2005年

7 周勇為;易仕和;陳植;陸小革;葛勇;朱楊柱;;高超聲速靜風(fēng)洞設(shè)計(jì)和調(diào)試[A];第十三屆全國實(shí)驗(yàn)力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議論文摘要集[C];2012年

8 樊菁;;高超聲速流動(dòng)研究進(jìn)展[A];中國力學(xué)學(xué)會(huì)學(xué)術(shù)大會(huì)'2009論文摘要集[C];2009年

9 劉偉雄;白菡塵;;高超聲速研究對地面設(shè)備能力的需求[A];高超聲速前沿問題研討班[C];2002年

10 樊菁;;高超聲速高溫氣體效應(yīng)判據(jù)[A];第二屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議會(huì)議日程及摘要集[C];2009年

中國重要報(bào)紙全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 趙彥;研究高超聲速技術(shù)[N];中國航天報(bào);2002年

2 李大光;高超聲速技術(shù)讓武器快如閃電[N];中國國防報(bào);2011年

3 溫坤;歐美高超聲速運(yùn)輸機(jī)研究進(jìn)展[N];中國航空報(bào);2011年

4 中國航天科工集團(tuán)公司三院310所研究員 李文杰　助理工程師 牛文;從“快速全球打擊”看美國高超技術(shù)發(fā)展[N];中國航天報(bào);2012年

5 丹丹;高超聲速點(diǎn)燃美軍激情[N];中國航空報(bào);2011年

6 空軍裝備研究院 王治 牛文博 馬光軍;高超聲速試驗(yàn)緣何屢遭失敗[N];科技日報(bào);2012年

7 ;高超聲速 美國之外的三股勢力[N];中國航空報(bào);2013年

8 黃志澄;高超聲速技術(shù)方興未艾[N];大眾科技報(bào);2006年

9 謝文嬌;美國防部發(fā)射高超聲速試驗(yàn)飛行器[N];中國航空報(bào);2010年

10 曉麗;美國研制新型高超聲速無人機(jī)武器系統(tǒng)[N];中國航空報(bào);2003年

中國博士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前8條

1 肖豐收;若干典型高超聲速激波干擾流動(dòng)特性研究[D];中國科學(xué)技術(shù)大學(xué);2016年

2 黃國;高超聲速環(huán)境下縫隙熱環(huán)境的數(shù)值模擬研究[D];北京交通大學(xué);2017年

3 彭鈞;高超聲速巡航飛行器乘波布局設(shè)計(jì)研究[D];南京航空航天大學(xué);2007年

4 潘勇;高超聲速流場磁場干擾效應(yīng)數(shù)值模擬方法研究[D];南京航空航天大學(xué);2007年

5 范培蕾;多目標(biāo)優(yōu)化方法及其在高超聲速試飛器系統(tǒng)中的應(yīng)用研究[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2009年

6 李海燕;高超聲速高溫氣體流場的數(shù)值模擬[D];中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心;2007年

7 張向洪;高超聲速流場電磁干擾數(shù)值模擬研究[D];南京航空航天大學(xué);2013年

8 陳小慶;高超聲速滑翔飛行器機(jī)動(dòng)技術(shù)研究[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2011年

中國碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 程子平;高超聲速滑翔飛行器俯沖段制導(dǎo)方法研究[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2013年

2 陸小革;基于LabWindows/CVI的高超聲速靜風(fēng)洞測控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與應(yīng)用[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2013年

3 楊武;高超聲速壁板流固熱耦合建模與分析[D];南京航空航天大學(xué);2015年

4 徐飛;高超聲速翼面的流固熱多場耦合分析[D];南京航空航天大學(xué);2015年

5 雷明達(dá);高超聲速流場與黑障減緩的仿真研究[D];電子科技大學(xué);2016年

6 蘇雪;高超聲速熱流固多物理場計(jì)算研究[D];浙江大學(xué);2016年

7 孫冬陽;基于動(dòng)態(tài)結(jié)構(gòu)FLN的高超聲速再入機(jī)動(dòng)控制研究[D];南京航空航天大學(xué);2016年

8 郭宇辰;SR-72高超聲速無人偵察機(jī)三維重建及其氣動(dòng)特性分析[D];南京航空航天大學(xué);2016年

9 陳龍?jiān)?高超聲速滑翔飛行器集成設(shè)計(jì)與優(yōu)化研究[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2014年

10 高建力;高超聲速飛行器氣動(dòng)特性估算與分析[D];西北工業(yè)大學(xué);2007年

，

本文編號(hào)：1281645