文档介绍：上海交通大学
硕士学位论文
高超声速飞行器气动热和表面瞬态温度计算研究
姓名:蒋友娣
申请学位级别:硕士
专业:航空宇航推进理论与工程
指导教师:董葳
20080201
上海交通大学硕士学位论文摘要
高超声速飞行器气动热和表面瞬态温度计算研究

摘要

高超声速飞行器是未来重要的飞行工具,严重的气动热是高超声速
飞行器初步设计中需要攻克的关键技术问题之一。采用数值方法预测气
动热,可以给出飞行器表面详细的热流密度分布,但目前还存在一些难
点问题,如高超声速流动的湍流模型、近壁网格尺度、数值格式引入的
人工粘性问题都会对高超声速流动的数值计算结果带来很大影响。同时
数值求解高超声速流动换热问题计算量大,目前还无法满足设计初期对
全轨道点气动热数据的实际工程要求。试验研究耗费的人力、物力、财
力巨大,且实验周期长。因此,在高超声速飞行器初步设计和防热材料
选择时,发展一套有效的,快捷的工程计算方法具有相当重要的现实意
义。
本文研究是针对“高超声速气动加热及表面瞬态温度工程计算程序
开发”的课题要求展开的,目的是研究和发展能准确预测高超声速飞行
器表面热流和瞬态温度的工程算法,以及开发完整的计算软件,为高超
声速飞行器设计提供准确的热环境特性,为热防护系统选材设计提供依
据。本文主要做了以下几方面的工作:
(1) 对国内外高超声速飞行器气动加热计算方法进行了研究和总
结。本文飞行器物面压力分布采用修正牛顿法、切劈/切锥法和
普朗特-迈耶等工程方法确定。边界层外缘参数的计算方法可以
采用完全气体模型和平衡气体模型。对完全气体,利用等熵条
件和理想气体状态方程确定边界层外缘参数;对平衡气体,利
用等熵条件和高温输运特性公式确定边界层外缘参数。
(2) 基于参考焓方法,采用经典热流密度计算公式,分别计算了驻
点以及非驻点区层流和湍流的表面热流和瞬态温度分布,利用
等效锥法考虑攻角影响,以钝锥为算例对计算方法进行了验证,
结果表明计算结果与实验值吻合良好。
(3) 高超声速气流经过钝锥体飞行器后,将产生强烈的弓形激波,
I
上海交通大学硕士学位论文摘要
因此,必须考虑熵层影响,本文提出可采用激波形状质量守恒
方法和求解总压力的方法确定物面热流分布。
(4) 在以上算法基础上,开发了完整的高超声速飞行器表面热流和
瞬态温度计算软件。
本文研究能够为高超声速飞行器气动热和表面瞬态温度研究提供
可靠、简捷的计算方法。尤其对于高超声速飞行器全轨道飞行,瞬态气
动热和表面温度计算,可大大节约计算时间,从而减少成本,因此,本
文方法在航空航天领域应用前景可观。

关键词:高超声速,气动热,瞬态温度,变熵效应,工程算法

II
上海交通大学硕士学位论文 ABSTRACT
CALCUNATION OF AERODYNAMIC HEATING AND
TRANSIENT SURFACE TEMPERATURE FOR
HYPERSOMIC AIRCRAFT

ABSTRACT

Aerodynamic heating is one of the most critical problems for
high-speed or hypersonic vehicle design. It’s very difficult to solve some
problems with numerical methods, which employ N-S equation to predict
aerodynamic heating. Because the numerical results are greatly influenced
by turbulent flow model, mesh scale nearby wall, numerical format and so
on. Besides, it requires puter running time and storage. The cost of
a flight test or a ground experiment is always high and the testing cycle is
typically long. Consequently, it is necessary to develop efficient engineer