飛行器熱防護系統(tǒng)氣動熱預(yù)測與傳熱分析.pdf

1、高速飛行器以超聲速或高超聲速在空氣中飛行，對前方氣體劇烈壓縮和粘性阻滯，使表面溫度急劇升高，并使氣體產(chǎn)生離解、電離等反應(yīng)，帶來“熱障”和“黑障”等一系列問題。在如此惡劣的環(huán)境下，高超聲速飛行器急需采取適當(dāng)?shù)臒岱雷o措施，保證艙內(nèi)結(jié)構(gòu)和設(shè)備能正常工作，因此精確預(yù)測飛行器的氣動熱環(huán)境及進行熱防護系統(tǒng)的傳熱分析成為高速飛行器設(shè)計的重要研究課題。
　　 本文對飛行器熱防護系統(tǒng)進行研究，熱防護系統(tǒng)首先要精確預(yù)測飛行器的氣動熱環(huán)境，然后將其作

2、為外部已知條件對飛行器內(nèi)部的隔熱結(jié)構(gòu)進行傳熱和熱應(yīng)力分析。論文分兩部分:首先對高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境進行工程算法和CFD算法預(yù)測，發(fā)展了相應(yīng)的計算程序;然后對飛行器熱防護系統(tǒng)熱傳導(dǎo)和熱應(yīng)力進行邊界元分析。
　　 對高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境工程算法進行研究?；赑randtl邊界層理論，將流場分為邊界層外的無粘流場和邊界層內(nèi)粘性主導(dǎo)區(qū)域，在理論與經(jīng)驗公式的基礎(chǔ)上，利用軸對稱比擬法考慮攻角影響，采用局部相似性解及參考焓等方法確定飛

3、行器有攻角再入的表面氣動加熱，發(fā)展了一套高超聲速飛行器關(guān)鍵部位氣動熱的計算方法。以鈍錐為算例對計算方法進行了驗證，結(jié)果證明本文所述方法具有較高的效率及精度。
　　 發(fā)展了高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡條件下高超聲速氣動熱數(shù)值模擬方法。采用二階精度迎風(fēng)格式的N-S方程有限體積法多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器，考慮了空氣多組分及有限化學(xué)反應(yīng)的影響，對化學(xué)生成源項和振動能源項采用了點隱式處理，發(fā)展了帶有源項的迎風(fēng)TVD格式的數(shù)值求解方法。對二維和三維算例進行了

4、氣動熱數(shù)值仿真模擬，分析了熱化學(xué)非平衡條件下，不同非平衡模型及熱流構(gòu)成的影響，計算結(jié)果表明建立的數(shù)值模擬方法具有較高的精度。
　　 首次提出和發(fā)展了基于徑向積分法的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)邊界元分析算法。首先用各向同性材料的基本解來建立以規(guī)格化溫度表示的積分方程，然后用徑向積分法將出現(xiàn)在積分方程中的域積分轉(zhuǎn)換成邊界積分，利用中心差分隱格式來解決與時間有關(guān)的系數(shù)，從而形成不需要內(nèi)部網(wǎng)格的瞬態(tài)邊界元分析算法。鑒于徑向積分?jǐn)?shù)值算法復(fù)雜且耗時的特點，

5、本文進一步推導(dǎo)出了一種新的處理變系數(shù)熱傳導(dǎo)問題的徑向積分解析計算方法。基于四階樣條徑向基函數(shù)，解析地求出了變系數(shù)熱傳導(dǎo)問題的徑向積分表達式，使計算效率能夠顯著地提高。
　　 提出和發(fā)展了基于多重介質(zhì)彈性力學(xué)問題的界面積分邊界元分析算法。在用規(guī)格化位移來表述非均質(zhì)邊界元計算公式的基礎(chǔ)上，根據(jù)兩臨界材料剪切模量的不同將域積分退化為界面積分，從而形成適合于求解多重介質(zhì)彈性力學(xué)問題的統(tǒng)一的邊界積分方程。推導(dǎo)出的積分方程與傳統(tǒng)的多區(qū)域邊界