李四新[1]2002年在《高超声速稀薄过渡流气动热关联计算方法研究》文中研究说明本文对高超声速稀薄过渡流气动热的关联参数和计算方法进入行了研究。对驻点区和飞行器表面不同的流动区域给出了流态划分准则。在理论分析的基础上，对通常广泛采用的稀薄气动热数据关联参数—Cheng’s参数进行了改进。通过耦合压力系数，建立了一组能应用于有攻角情况下高超声速飞行器表面稀薄气动热数据分析的关联参数，根据对现有的大量国内外低密度风洞实验数据的数据关联，用最小二乘法进行数据拟合，建立了计算有攻角情况下飞行器表面稀薄气动热的关联计算方法。为了计算任意叁维外型飞行器表面的稀薄气动热，本文采用了无粘表面流线轴对称比拟法与稀薄气动热的关联计算方法相结合，建立了计算有攻角情况下飞行器表面稀薄气动热的工程计算方法。通过计算结果与实验结果的比较表明，计算的沿迎风母线、背风母线及沿周向的热流分布均与实验数据符合较好。
屈程[2]2016年在《稀薄流气动热与结构传热数值模拟研究》文中研究指明长期以来,气动热问题一直受到设计人员的极大关注,高超声速飞行器在飞行过程中会对前方空气强烈压缩,这会导致空气温度急剧升高,与飞行器物面形成巨大温差,空气中的热能以对流和激波辐射的方式传递给飞行器表面就形成了气动加热。气动加热对飞行器的结构强度及刚度等产生较大影响,必须准确预测飞行器的气动热环境以及结构在气动加热作用下的温度变化特性,为飞行器的气动热分析及热防护设计提供指导和参考。本文对稀薄流域高超声速飞行器的气动热与结构传热问题开展了数值模拟研究。基于稀薄流DSMC气动热数值模拟方法,深入研究了不同气体物面作用模型以及化学反应对气动热的影响,发展了DSMC方法中的高效处理技术,将DSMC数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计了一种可适用于全机外形复杂流场的高超声速稀薄流气动加热耦合计算方法。首先,对分子气体动力学的基本理论以及非结构网格DSMC方法的实现策略展开了研究。从速度分布函数、气体宏观量描述、二体弹性碰撞中的力学机理等方面阐述了稀薄气体动力学理论,细致讨论了非结构网格DSMC方法的基本原理以及实现中的关键技术及计算流程。编写了相应的数值求解程序并通过数值算例对程序进行了验证。其次,研究了不同气体物面作用模型对稀薄流飞行器气动热特性的影响。发展了一种基于辐射平衡的物面温度边界条件并给出了具体构造过程,能够克服恒温物面温度边界条件的自身缺陷并且能够在流场模拟中适时给出更贴近真实情况的物面温度。细致讨论了镜面反射模型、完全漫反射模型以及由镜面反射模型和完全满反射模型组合而成的Maxwell物面反射模型在DSMC方法中实现的关键技术。最后通过数值算例对比并分析了不同温度边界条件以及气体物面反射模型对气动热特性的影响。然后,研究了化学反应对稀薄流飞行器气动热特性的影响。论述了化学反应速率常数以及Bird的唯象化学反应模型,并推导了不同分子碰撞模型下的反应概率表达式。给出了高温空气中的5组元离解、复合及置换反应机理及其在DSMC方法中的实现。在5组元混合气体模型DSMC方法的基础上,进一步发展了11组元混合气体模型DSMC方法,针对稀薄流场中电子出现带来的实际困难,引入“捆绑法”思想处理电子在流场中的运动,并详细讨论了不同类型电离反应发生的机理。编写了考虑5组元和11组元混合气体模型的DSMC计算程序并采用数值算例对程序进行了验证,在此基础上通过采用不同组元混合气体模型研究了化学反应对稀薄流飞行器气动热特性的影响。接着,针对稀薄流域高超声速飞行器的气动热与结构传热问题,通过引入牛顿冷却定律,将DSMC数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计了一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法,实现了防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。最后对发展的稀薄流气动加热耦合计算方法进行了数值模拟,并在此基础上通过数值算例分析讨论了化学反应对受热计算的影响。最后,研究了非结构网格DSMC方法中的高效处理方法。引入碰撞距离的思想,发展了一种自适应碰撞距离的分子碰撞对选取方案,能够在满足计算精度的情况下放宽对DSMC方法对网格尺寸的限制。发展了一种自适应分子时间步长方法,能够加快流场时间发展历程,在不改变计算结果的前提下缩短模拟时间。讨论了基于消息传递库MPI环境非结构网格DSMC并行程序实现的关键技术,采用并行计算代替了传统串行计算,提高了模拟效率,最后采用具体算例验证了相应的程序。
彭治雨, 石义雷, 龚红明, 李中华, 罗义成[3]2015年在《高超声速气动热预测技术及发展趋势》文中研究说明高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术的研究水平;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了气动热预测技术应研究解决的问题。
杨肖峰[4]2013年在《火星探测器气动力热和传热特性研究》文中进行了进一步梳理受探究宇宙的起源与演变、探索外太空生命是否存在以及开发利用空间资源的驱动,火星探测活动从上世纪60年代便如火如荼地开展起来。火星着陆探测器进入火星大气层过程和地球再入过程有一定的相似之处,更有极大的不同点,特别是探测器身处火星大气环境,其进入过程为非空气介质的高超声速流动,将产生严重的气动力和气动热,进而带来特定的气动和防热问题。探测器气动布局设计和热防护系统设计需要以探测器气动力/热和结构传热的深入认识和精确预测为前提,特殊的大气环境和匮乏的研究积累也同时制约探测器进入段的气动力/热和结构传热的精确预测。本文从火星探测器所处的大气环境及其高超声速流动的基本特点出发,针对火星进入环境的高超声速气动力/热和结构传热问题,开展相关的研究工作。论文共分六章。第一章为引言,首先简要介绍国际火星探测活动的发展情况,综述探测器遇到的主要气动和防热问题以及主要解决途径；其次详细介绍国内外关于火星探测器气动力/热和结构传热的研究现状和研究成果。第二章对本文所使用的流体运动控制方程、计算方法和边界条件进行介绍并开展算例验证。其中,控制方程采用有限体积方法离散,无粘通量计算采用带有van Leer限制器的二阶van Leer通量向量分裂方法,而时间推进选择隐式非迭代方法。第叁章从火星大气的特点出发,详细阐述火星探测器进入环境的特点,分析其大气成分、热力学特性、输运特性等,以及由此带来的压缩性的变化。数值研究比热比的改变对高超声速流场结构、气动力和气动热的影响规律。研究表明,比热比降低,激波层被压缩,波后密度明显增高,温度明显降低,壁面压力和壁面热流随之降低。将高超声速流动作比热比等效可模拟伴有真实气体效应的强压缩性重气体高超声速流动。使用有效比热比方法计算70。球锥风洞实验模型的高超声速流场,计算和风洞实验吻合度良好。以探路者号和MSL火星探测器为应用算例,开展火星探测器进入段高超声速流动数值模拟。有效比热比为1.182的数值流场结构符合预期,计算结果和文献吻合度良好。在第叁章的研究基础上,第四章针对火星科学实验室探测器开展沿轨道的探测器叁维定常数值计算,研究火星环境下高超声速流场结构特征和进入段的气动性能。本章重点讨论质心位置和配平升阻比、气动静稳定性、气动性能敏感性的相互关系。本章还讨论气体压缩性对气动性能的影响规律,并给出MSL进入轨道的气动特性。第五章针对探路者号火星探测器开展沿轨道的二维轴对称流场的数值计算,分析其进入段的气动力热特性。在沿轨道气动热的研究基础上,开展探测器的热防护系统结构传热特性研究。初步建立气动热和结构传热的耦合计算方法,讨论了辐射非平衡条件下气动加热和结构传热过程,阐明气动加热条件下热防护系统的传热机理。第六章是结束语,对本文的研究工作进行归纳总结,并对未来可继续开展的工作进行展望。
刘建霞[5]2008年在《高超声速滑翔式飞行器气动热建模与分析》文中研究指明高超声速滑翔式飞行器具有飞行速度快、突防能力强、打击精度高等特点,已经成为世界航空航天领域的研究热点。高超声速滑翔式飞行器气动加热性能的准确预估是指导热防护系统设计的基础,是决定高超声速滑翔式飞行器能否走入工程实际应用的关键技术之一。气动外形和飞行弹道是造成高超声速飞行器复杂气动加热问题的主要决定因素。本文首先对高超声速滑翔式飞行器的气动外形和飞行弹道进行了研究。结合弹道需求分析了气动布局的选型依据,研究了锥导乘波构型的设计方法及其气动力性能计算的工程估算方法和数值模拟方法,详细介绍了跳跃滑翔弹道的特点,建立了高超声速滑翔式飞行器的叁自由度运动方程,设计了高超声速滑翔式飞行器的典型外形,考察了钝化边缘对其气动力的影响,基于其气动数据形成了典型跳跃滑翔弹道。结合高超声速滑翔式飞行器的气动外形和飞行弹道特征开展了气动加热问题的相关物理问题研究,建立了高超声速滑翔式飞行器稀薄气体流动分区、高温效应、表面流动状态及表面温度求解等问题的分析方法,基于高超声速滑翔式飞行器的典型外形和弹道数据,分析了其气动热分析模型的特点。基于气动热物理模型的特点,本文对高超声速滑翔式飞行器气动热问题的工程估算方法和数值模拟方法进行了研究。在瞬时辐射平衡假设下,分析了钝化边缘对飞行器气动加热的影响;基于较为合理的钝化半径,分析了驻点热流密度和辐射平衡温度随弹道的变化规律;采用工程估算方法考察了不同受热程度下飞行器前缘和表面的温度分布情况;采用数值模拟方法对驻点及上下表面的气动加热受钝化半径、空气化学反应、表面流动状态等的影响程度进行了分析;最后将数值模拟结果与工程估算结果进行了对比。本文工作对于新型高超声速滑翔式飞行器气动热问题的研究具有一定的参考意义。
苏雪[6]2016年在《高超声速热流固多物理场计算研究》文中提出高超声速气动热的预测以及飞行器热防护系统的设计目前已成为科研人员和工程设计人员极为关切的前沿问题。当飞行器以高超声速飞行时,由于激波效应和气体的粘性作用,机体周围空气温度迅速升高,产生了气动加热现象。与此同时,气动加热所带来的大量热量以热传导、热辐射的形式传递至结构内部,使结构温度升高,产生结构热应力和热应变。因此,本论文针对高超声速气动热数值模拟以及热流固多物理场一体化计算进行了研究。首先,本论文针对高超声速气动热计算以及多物理场的非定常计算进行了文献调研,对已有的研究进展和研究方法做了总结,提出了本文所要采用的理论和仿真计算方法,包括考虑多组分气体下的完全Navier-Stockes方程,基于结构网格有限体积法的数值求解方法,以及用于高超声速流动的初始条件、边界条件和流动初始化。其次,开展了钝锥外形、双椭球外形和空天飞机外形的气动热数值模拟,分别了研究不同飞行高度对化学反应速率和表面压力系数分布的影响,研究了不同飞行速度与攻角对气动加热的影响,研究了对称面中心线和机翼上下表面的气动热分布,较为清晰地掌握了高超声速流场特性。研究结果显示飞行高度越高,空气越稀薄,化学反应速率越低；飞行高度的改变对表面压力系数分布影响不大；飞行速度和攻角的变化对表面气动热分布有较大影响。以上仿真过程都取得了与文献相吻合的结果,验证了本文计算方法的有效性,并为热流固多物理场耦合分析奠定了基础。最后,阐述了多物理场一体化计算以及流固耦合面数据传递理论方法。围绕高超声速圆柱绕流的风洞实验,利用多物理场仿真计算方法,研究了圆柱在Ma=6.47时的非定常多物理场耦合变化情况,比较了考虑热流固耦合后对流场、结构温度场以及应力场的影响。研究结果显示多物理场耦合仿真计算壁面温度、结构的温度场及应力有比较大的影响。
李明[7]2002年在《高超声速低密度风洞气动热测量中的红外热图技术试验研究》文中指出模型表面温度测量可分为两大类。一类是点测量技术，每次只能测量模型表面有限的离散点的温度。另一类为热成像测量技术，能获得整个模型表面的温度分布，包括涂层热成像法和红外热成像法两类。涂层热成像法是在模型表面喷涂一定的示温涂料，使用有一定的局限性。红外热图技术是一种非接触测量技术，具有对流场无干扰、大面积测量等优点，在风洞试验中获得了广泛的应用。 本文对红外热图测热技术与应用前景、红外热像仪主要部件与性能指标、红外测热数据处理软件功能模块与实现、风洞试验设备与测量系统等进行了论述，测量了模型表面发射率并对发射率随极角变化的叁种修正方法进行了对比，对一维热传导分析中模型壁厚半无限假设、壁面热流定常假设、绝热壁温选取等进行了探讨。最后在名义M_∞=16、T_0=923K、P_0=1.40Mpa及7.30Mpa的高超声速低密度风洞中，利用红外热图技术获得了半球圆柱、尖锥、大钝头叁个模型表面热流分布，利用薄壁法技术得到了一壁厚为0.5mm的钝锥模型表面的热流分布，并通过工程理论方法计算了模型表面的气动热，把理论计算结果与上述试验结果比较，几者符合得较好。
戴金雯[8]2004年在《载人飞船返回舱高空稀薄气动特性研究》文中研究说明飞船返回舱在再入过程中,由于升阻比很低,在过渡流区飞行较长的一段时间,该区域稀薄气体特性的影响比较严重,将对返回舱的气动特性产生重要影响。为了提高该段气动参数的设计精度,为返回舱控制系统提供准确的预装数据,本文综合采用低密度风洞气动力试验、带化学反应的DSMC数值模拟和当地化工程计算方法叁种手段对飞船返回舱再入稀薄过渡流区130～70km的气动特性、流动机理及参数影响进行了详细研究。结果表明:在高空稀薄过渡流飞行条件下,飞船返回舱的气动特性在粘性效应作用下产生显着变化,各气动力(矩)系数和配平攻角随模拟高度降低而减小(随波后雷诺数升高而降低);随攻角增大,轴向力系数、相对于质心的俯仰力矩系数呈下降趋势,法向力系数、升阻比(绝对值)呈增长趋势,各状态的升阻比极值均出现在30°攻角附近。返回舱凸出物(稳定翼)使配平攻角减小;高温热、化学非平衡效应使轴向力和法向力系数有所增大,升阻比在数值上有所减小,配平攻角略有降低;返回舱0°～180°攻角范围内的气动力特性高空(105km以上)随攻角的变化趋势与低空(105km以下)的变化趋势不同。
张志刚[9]2014年在《高超声速飞行器热防护系统设计方法》文中提出目前各类高超声速飞行器发展如火如荼，热防护系统设计成为高超声速飞行器设计中的关键制约因素和主要技术瓶颈。本文结合国内外的研究现状，依托中国空气动力研究与发展中心超高速所的激波风洞、电弧风洞等试验设备，利用气动热数值模拟软件AHENS、气动热工程计算软件AHEAPS，给出了典型高超声速飞行器的热环境预测、典型热防护材料制备与评价、热防护方案设计与校核等研究方法。首先，通过在激波风洞上开展测热试验，获得了飞行器的热环境分布特征和典型位置的热流分布，为数值软件和工程软件的校核提供了数据支持。然后利用数值软件AHENS，采用有限体积方法求解叁维NS方程，获得了飞行器在风洞试验条件和飞行条件下的热环境。利用工程软件AHEAPS，基于部组件拆分的思想，采用无粘表面流线法和片条法计算了飞行器表面的气动热环境。通过与试验结果的比较，验证了数值计算软件和工程计算软件的可靠性，并综合试验数据和数值计算数据，对典型复杂外形飞行器沿飞行历程进行了气动热计算分析。然后，介绍了高超声速飞行器常用的热防护材料及其制备方法，针对典型的热防护材料，概括了常用的热防护材料评价方法，并简要介绍了飞行器的分区设计思想。最后，根据飞行器不同位置的热环境特征，开展了热防护方案设计，形成了典型位置的热防护方案。在电弧风洞上对热防护方案进行了校核，通过校核验证了热防护方案的有效性。本文从设计方法研究的角度出发，采用的设计方法具有一定的通用性，涵盖了高超声速飞行器热防护初步设计的各个环节，可以推广应用到常规的高超声速飞行器热防护方案设计中。
杨彦广, 李明, 李中华, 李绪国, 戴金雯[10]2016年在《高超声速飞行器跨流域气动力/热预测技术研究》文中认为分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力/热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和N-S/DSMC自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。
参考文献：
[1]. 高超声速稀薄过渡流气动热关联计算方法研究[D]. 李四新. 中国人民解放军国防科学技术大学. 2002
[2]. 稀薄流气动热与结构传热数值模拟研究[D]. 屈程. 南京航空航天大学. 2016
[3]. 高超声速气动热预测技术及发展趋势[J]. 彭治雨, 石义雷, 龚红明, 李中华, 罗义成. 航空学报. 2015
[4]. 火星探测器气动力热和传热特性研究[D]. 杨肖峰. 中国空气动力研究与发展中心. 2013
[5]. 高超声速滑翔式飞行器气动热建模与分析[D]. 刘建霞. 国防科学技术大学. 2008
[6]. 高超声速热流固多物理场计算研究[D]. 苏雪. 浙江大学. 2016
[7]. 高超声速低密度风洞气动热测量中的红外热图技术试验研究[D]. 李明. 中国人民解放军国防科学技术大学. 2002
[8]. 载人飞船返回舱高空稀薄气动特性研究[D]. 戴金雯. 国防科学技术大学. 2004
[9]. 高超声速飞行器热防护系统设计方法[D]. 张志刚. 哈尔滨工业大学. 2014
[10]. 高超声速飞行器跨流域气动力/热预测技术研究[J]. 杨彦广, 李明, 李中华, 李绪国, 戴金雯. 空气动力学学报. 2016
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