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国防科技大学学报 2016年第2期38卷 31-36页

作者：孟竹喧胡凡彭科张为华国防科技大学航天科学与工程学院湖南长沙410073 高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073

以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,... 详细信息

以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。

关键词：高超声速飞行器比热/比热比空气属性无黏流场仿真边界层外缘参数

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高超声速助推滑翔飞行器气动热环境仿真分析

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固体火箭技术 2016年第2期39卷 295-300页

作者：孟竹喧胡凡彭科张为华国防科技大学航天科学与工程学院长沙410073

以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法计算... 详细信息

以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法计算得到迎风面母线热流密度与实验结果相比最大差值分别为1.16%和5.53%;10°攻角状态下最大差值分别为17.3%和53.7%,证明该文气动热计算方法明显优于工程计算方法。对比分析了高超声速助推滑翔飞行器气动热纯数值仿真结果与该文方法的计算结果,热流密度曲线变化趋势一致,且该文方法计算效率明显优于数值方法;并沿弹道进行了气动热仿真分析,为防热结构设计与分析提供了重要依据。

关键词：高超声速飞行器气动热环境流场仿真边界层外缘参数

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高超声速飞行器气动热环境仿真与防热结构分析

高超声速飞行器气动热环境仿真与防热结构分析

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作者：孟竹喧国防科学技术大学

学位级别：硕士

高超声速飞行器气动热问题是其方案设计中亟待解决的关键技术之一,严重的气动加热将极大影响飞行器结构、舱内有效载荷、飞行性能与安全。本文以高超声速飞行器为研究对象,结合工程与数值计算方法,建立一套快速、准确计算高超声速飞行... 详细信息

高超声速飞行器气动热问题是其方案设计中亟待解决的关键技术之一,严重的气动加热将极大影响飞行器结构、舱内有效载荷、飞行性能与安全。本文以高超声速飞行器为研究对象,结合工程与数值计算方法,建立一套快速、准确计算高超声速飞行器气动热环境的方法,并应用本文方法对某高超声速助推滑翔飞行器防热结构进行分析。研究了高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析问题。拟合了空气比热、比热比随温度变化模型,建立了温度-空气属性模型;构建了完全气体与平衡气体两种情况下边界层外缘参数工程计算模型;基于温度-空气属性模型,建立了基于无粘流场数值仿真的高超声速飞行器边界层外缘参数计算模型;完成了钝双锥模型与高超声速助推滑翔飞行器边界层外缘参数工程和数值计算与对比分析,结果表明本文边界层外缘无粘数值计算方法精度明显优于工程方法。研究了高超声速飞行器近壁面气动热环境仿真分析问题。推导了基于无粘流场数值仿真结果的高超声速飞行器壁面流线求解方法;构建基于参考焓法的部件分类高超声速飞行器层流与湍流气动热计算模型;计算了钝双锥模型气动热并与实验数据对比分析,迎风面母线热流密度最大差值为17.3%,验证了本文计算方法的准确性;对比分析了高超声速助推滑翔飞行器气动热纯数值仿真结果与本文方法的计算结果,热流密度曲线变化趋势一致,吻合较好;仿真分析了某高超声速助推滑翔飞行器沿弹道飞行的气动热环境,为防热结构设计与分析奠定了基础。研究了高超声速助推滑翔飞行器防热结构分析与优化。推导了基于能量平衡原理和傅里叶热传导方程的一维隐式格式有限差分计算方程;基于本文热流密度计算结果,计算了飞行器战斗部、仪器舱、发动机和尾段外壁、结构层及舱体内部温度分布;分析了壁面条件对结果的影响,结果表明热壁热流密度仅为冷壁热流密度最大值的56%,若以冷壁热流计算,防热层设计结果偏保守;由于战斗部、仪器舱和尾段结构层最大温度超过铝合金使用范围,采用序列近似优化算法对添加纳米多孔2Si O气凝胶隔热层的防隔热结构进行优化设计,较未优化前战斗部、仪器舱和尾段防隔热层质量分别降低43%、49%和35%,结构层最高温度375K,满足承载结构和内部设备使用温度,为高超声速助推滑翔飞行器防热结构设计与分析提供借鉴。本文研究提出的数值-工程方法相结合的高超声速飞行器气动热计算模型,具有较高计算精度与计算效率,能够满足高超声速飞行器方案设计中快速、准确工程估算的需求,防热结构设计满足材料使用的温度要求,在实际应用中具有一定参考价值。

关键词：高超声速飞行器气动热环境无粘流场数值解边界层外缘参数流线求解防热结构分析

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