不同攻角条件下高超声速飞行器前体气动热技术研究

    周树平 陈景昊 张文锋 严毅 彭志永 王雅彬

    DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2018.06.009

    摘要：本文建立了高超声速飞行器前体的三级折转结构外形。针对球锥体模型，通过对模型进行有限元离散，并采用pointwise方法划分了网格;基于CFD/CTD耦合方法，计算了在不同攻角下球锥体的表面温度以及锥体母线上的最大温度和最小温度，显著提高了计算效率。

    关键词：高超声速;前体;气动热;攻角;CFD/CTD

    中图分类号：TJ760;V249.1文献标识码：A文章编号：1673-5048（2018）06-0055-05[SQ0]

    0引言

    飛行器以高超声速飞行时，由于大气存在阻力和粘性作用，气流和飞行器表面边界层产生强烈摩擦，将气体的动能变为热流，造成壁面温度升高，引起气动加热[1];同时高温热流不断向飞行器内部壁面传热，造成飞行器内部温度上升，影响内部元器件和传感器的性能，严重时可能造成飞行任务失败。

    一般来说，当飞行马赫数小于5时，在选取空气的热物理参数时可采用艾克特的参考温度计算;但是当飞行马赫数大于5时，空气的热物性发生明显变化，需用参考焓取代参考温度进行计算[2]。

    当有攻角存在时，在飞行器的迎风表面将产生严重的气动加热，与零攻角相比，即使流态一样，迎风面比背风面的气动加热更为严重。另外，在迎风面，攻角促使转捩点前移，这会使迎风面气动加热进一步恶化。

    对于复杂外型或大攻角情况，工程算法的准确性就无法保证。与工程估算的方法相比，CFD方法的优点在于对复杂外形的适应性比较好（尤其是采用非结构网格时），可以考虑多种非理想情况下的干扰，其缺点是一般在计算前要先生成网格，而且要求阻力精确或必须要考虑边界层时，其计算量过大。

    本文采用基于CFD/CTD相结合的方法进行气动热的计算。由于这种耦合方法气动系统的特征时间很小，热传导系统的特征时间很大，这样就可以将瞬态耦合简化为准定常耦合，采用较大的时间步长，计算量得以大大减少，从而提高计算效率。

    4结论

    基于CFD/CTD耦合策略的气动热计算方法，由于采用了较大的时间步长，提高了计算效率。通过CFD/CTD仿真可以看出，相同马赫数和高度时，在不同攻角下驻点的温度值变化不大。在锥段，最大温度母线上的温度值随着攻角的增大而增大，最小温度母线上的温度随着攻角的增大而减小。也就是随着攻角的增大，该球锥体表面的温度变化范围也增大，飞行器表面的气动加热不均匀现象加剧。

    参考文献：

    [1]杨恺，高效伟.高超声速气动热环境工程算法[J].导弹与航天运载技术，2010（4）：19-23.

    YangKai，GaoXiaowei.EngineeringAlgorithmforAeroheatingEnvironmentofHypersonicAircrafts[J].MissilesandSpaceVehicles，2010（4）：19-23.（inChinese）

    [2GoguC，BapanapalliSK，HaftkaRT，etal.ComparisonofMaterialsforanIntegratedThermalProtectionSystemforSpacecraftReentry[J].JournalofSpacecraftandRockets，2009，46（3）：501-513.

    [3]姜贵庆，刘连元.高速气流传热与烧蚀热防护[M].北京：国防工业出版社，2003.

    JiangGuiqing，LiuLianyuan.HeatTransforofHypersonicGasandAblationThermalProtection[M].Beijing：NationalDefenseIndustryPress，2003.（inChinese）

    [4]范绪箕.气动加热与热防护系统[M].北京：科学出版社，2004.

    FanXuji.AerodynamicHeatingandThermalProtectionSystem[M].Beijing：SciencePress，2004.（inChinese）

    [5]张志成.高超声速气动热和热防护[M].北京：国防工业出版社，2003.

    ZhangZhicheng.HypersonicAerodynamicHeatingandThermalProtection[M].Beijing：NationalDefenseIndustryPress，2003.（inChinese）

    [6]陈景昊，周树平，张文锋.不同攻角下高超声速二元进气道性能研究[J].火箭推进，2014，40（5）：20-23.

    ChenJinghao，ZhouShuping，ZhangWenfeng.PerformanceStudyofHypersonicTwoDimensionalInletswithDifferentAttackAngles[J].JournalofRocketPropulsion，2014，40（5）：20-23.（inChinese）

相关文章！