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

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【摘要】：高超聲速飛行器在飛行過程中承受極端的氣動熱環(huán)境,出于防熱的需要,飛行器表面會覆蓋防熱層,而防熱層在拼接組裝時難以避免地會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,基于氣動熱力學、傳熱學、熱彈性力學及流固耦合理論,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化設計提供指導。高超聲速流動引起的激波層含有高速可壓流動以及近壁面處的低速不可壓流動,針對這種流動特征,采用了低速預處理形式的二維可壓縮無量綱N-S方程組及Menter SST湍流模型作為流動控制方程。利用單元中心有限體積法對控制方程進行離散,其中,采用一階差分格式對時間項進行離散,采用二階中心差分格式對N-S方程組粘性項、湍流模型粘性項及源項進行離散,選擇適用于全速度域求解的AUSM+-up迎風格式對N-S方程組無粘項進行離散,而湍流模型無粘項采用一階迎風格式;不考慮湍流模型源項的剛性,采用LU-SGS隱式方法將流動控制方程構造為離散方程。結(jié)合定解條件,利用FORTRAN語言對離散方程進行編程求解,算例驗證表明,針對超聲速流動開發(fā)的程序?qū)げǖ牟蹲绞怯行У�。在假設縫隙壁面為剛性等溫壁的基礎之上,建立了高超聲速環(huán)境下二維縫隙流動的物理模型。首先,基于量熱完全氣體模型,利用自編的計算程序,對來流條件Ma = 5,攻角α = 0°～30°(間隔5°)工況下的縫隙流動及熱環(huán)境進行數(shù)值模擬。經(jīng)與α = 0°條件下的實驗結(jié)果對比,壁面熱流分布與實驗值吻合,驗證了所采用的數(shù)理模型及數(shù)值方法是合理有效的。其次,考慮高超聲速流動中的真實氣體效應,采用Srinivasan平衡空氣擬合曲線來描述氣體的熱力學關系和輸運特性,并據(jù)此拓展了量熱完全氣體計算程序的求解范圍,對來流條件Ma = 12、15.5,攻角α=0°～30°(間隔10°)工況下的縫隙流動及熱環(huán)境進行數(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,在唇緣處達到峰值,并沿縫隙深度方向迅速減小;迎風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)境下彈性縫隙流動問題,假設縫隙小變形,選取低速預處理形式的可壓縮N-S方程組作為流體域控制方程,采用自編的化學平衡空氣計算程序求解。選取穩(wěn)態(tài)熱傳導方程和熱彈性力學方程組作為固體域控制方程,采用有限元法編程求解。流體域計算與固體域計算在流固耦合界面處相互傳遞邊界條件,固體域為流體域計算提供界面位移和溫度,流體域為固體域計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,并采用動網(wǎng)格技術更新流體域網(wǎng)格,反復迭代這一過程,直至收斂�；谠摱鄨鲴詈锨蠼馑惴�,編寫了高超聲速環(huán)境下彈性縫隙熱-流-固多場耦合計算程序,該多場耦合計算程序通過了算例驗證。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的物理模型,利用自編的熱-流-固多場耦合計算程序?qū)椥钥p隙流動及其熱環(huán)境進行數(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)構的熱傳遞主要以防熱材料的熱傳導為主,而通過縫內(nèi)氣體對流傳熱獲得的熱量并不顯著。
【學位授予單位】：北京交通大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2017
【分類號】：V244.1

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