高超声速飞行器气动热计算
高超音速飞行器前缘驻点气动加热的计算
高超音速飞行器前缘驻点气动加热的计算高超音速飞行器的前缘气动加热是指飞行器在高超音速飞行时，由于空气的摩擦耗散和压缩加热效应，导致飞行器前缘部分温度升高的现象。
在高速飞行时，飞行器前缘所受到的气动热流可以非常强烈，因此对飞行器结构和热防护系统的设计提出了高要求。
首先，我们来介绍一下高超音速飞行器的前缘结构。
在高超音速飞行器上，前缘通常采用锥形或鸭蛋形状的设计，这是为了降低飞行阻力，并且减小激波产生的位置。
前缘的材料通常选择高温合金或陶瓷材料，这些材料具有良好的抗高温性能。
在高超音速飞行时，飞行器速度远远超过声速，空气分子与飞行器表面发生摩擦，引起气体从动能转化为内能，并通过表面传导和对流传热的方式，将热量传递到飞行器结构中。
另外，在高超音速飞行时，空气流过飞行器前缘时会发生压缩，导致气体温度升高。
因此，飞行器前缘处会产生高温区域，需要进行气动加热计算。
计算高超音速飞行器前缘驻点的气动加热主要涉及以下几个方面：1.气动热流计算：飞行器前缘所受到的气动热流与飞行速度和攻角有关。
攻角是指飞行器运动方向与飞行器前缘所受到的气流方向之间的夹角。
气动热流可以通过流动场的数值模拟或实验测试来获得。
然后，根据前缘表面积和气动热流密度的乘积，可以计算前缘的气动加热。
2.热防护材料选择与设计：在高超音速飞行器前缘的设计中，需要考虑所选材料的高温性能。
高温合金和陶瓷材料是常见的前缘材料选择。
这些材料具有良好的热传导性能和抗高温性能，能够有效抵御高温环境带来的挑战。
此外，前缘结构的设计也需要考虑热膨胀和热应力的影响，以确保结构的稳定性和完整性。
3.热管理系统设计：为了控制前缘的温度，需要设计相应的热管理系统。
热管理系统可以包括表面涂层、热隔离层和冷却设备等。
表面涂层和热隔离层可以降低前缘的吸热效应，而冷却设备可以通过在前缘结构内部引入冷却剂来降低温度。
这些热管理系统需要根据前缘的具体设计和预期的温度要求进行优化。
总结起来，高超音速飞行器前缘驻点气动加热的计算需要考虑飞行速度、攻角和气动热流等因素，并结合材料选择和热管理系统设计，来实现对前缘温度的控制。
高超声速气动热力学问题研究
高超声速气动热力学问题研究第一章：引言近年来，高超声速交通工具的研究变得越来越引人注目。
与传统的亚音速和超音速飞行相比，高超声速飞行具有更快的速度和更高的效率。
然而，高超声速飞行也带来了一系列挑战，其中之一就是高超声速气动热力学问题。
本文将对高超声速气动热力学问题进行研究和探讨，以期进一步推动高超声速飞行技术的发展。
第二章：高超声速气动热力学基础在研究高超声速气动热力学问题之前，我们需要先了解高超声速的基本概念和气动热力学的基本原理。
高超声速是指飞行速度超过声速的5倍以上。
而气动热力学则是研究气体在流动过程中的热力学性质和物理变化的学科。
了解这些基础知识对于研究高超声速气动热力学问题至关重要。
第三章：高超声速飞行器气动热力学问题高超声速飞行器在飞行过程中会受到强烈的惯性力和气动压力，这导致了一系列气动热力学问题的出现。
其中，最主要的问题之一就是气动加热。
由于高超声速飞行器的速度非常高，空气分子在与其相互作用时会因能量转移而产生剧烈的热效应，导致飞行器表面温度升高。
此外，还存在着气动干扰、气动力失稳等问题。
这些问题都需要进一步研究和解决。
第四章：高超声速飞行器材料的选择和设计为了应对高超声速飞行器气动热力学问题，我们需要选择适合的材料进行设计和制造。
这些材料应具有良好的耐热性、热传导性和结构强度，以承受高超声速飞行过程中的高温和气动压力。
目前，一些新型复合材料和陶瓷材料正在被研究和应用于高超声速飞行器的制造中。
第五章：高超声速飞行器的热防护技术为了降低高超声速飞行器受到的气动加热效应，需要采取热防护措施。
常用的热防护技术包括使用隔热涂层、热防护板和冷却系统等。
隔热涂层可以减少飞行器表面的热吸收；热防护板可以阻挡热流进入飞行器内部；冷却系统可以通过循环流体来控制飞行器温度。
这些技术的研究和应用能够有效降低高超声速飞行器的气动加热效应。
第六章：数值模拟和实验研究为了更好地理解和解决高超声速气动热力学问题，数值模拟和实验研究变得不可或缺。
高超声速飞行器气动热力学性能研究
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超声速飞行器的气动热力学性能研究
超声速飞行器的气动热力学性能研究
超声速飞行器作为一种高速飞行工具，其气动热力学性能一直是研究
者们关注的焦点。
随着科技的不断发展，超声速飞行器的应用范围不断扩大，对其气动热力学性能的研究也变得尤为重要。
包括了多个方面的内容，其中包括气动性能、热力性能和结构性能等。
在进行气动性能研究时，需要考虑飞行器在高速飞行时受到的气动力和气动热力影响，以及如何设计合理的外形和控制方案来减小阻力、提高升力。
同时，还需要考虑燃烧过程中产生的热量对飞行器结构材料的影响，以及如何进行有效的热管理来保证飞行器的安全运行。
此外，结构性能的研究也是非常重要的，需要考虑飞行器在高速飞行时受到的载荷和热力影响，以及如何设计合理的结构来保证飞行器的稳定性和耐久性。
在进行超声速飞行器的气动热力学性能研究时，需要运用多种方法和
工具，例如计算流体力学（CFD）、有限元分析（FEA）和实验测试等。
通过这些方法和工具的综合应用，可以更加全面地了解超声速飞行器的气动热力学性能，并为其设计和改进提供科学依据。
随着我国航空航天技术的不断发展，超声速飞行器的研究也取得了一
系列的进展。
例如，我国已经成功研制出了多款超声速飞行器原型机，并进行了一系列的飞行试验。
这些成果不仅为我国航空航天技术的发展提供了重要支撑，同时也为超声速飞行器的气动热力学性能研究提供了宝贵的经验和
数据。
梳理一下本文的重点，我们可以发现，超声速飞行器的气动热力学性能研究是一项复杂而重要的工作，需要研究者们的共同努力和不懈探索。
随着科技的不断进步，相信在不久的将来，超声速飞行器将会实现更加稳定、高效的飞行，为航空航天领域的发展做出更大的贡献。
高超声速气动研究中的数据计算技术
高超声速气动研究中的数据计算技术随着科技的不断进步，新航空技术的发展就成为了研究的热点。
其中，高超声速气动研究是一个重要领域，已经吸引了广泛的关注和投资。
然而，在高超声速气动研究中，数据计算技术的问题成为了一个难点。
有许多复杂的计算问题需要解决，例如流场分析、气动热力学模拟、结构动力学和控制等。
为了解决这些问题，科学家们已经开发出了许多先进的数据计算技术，使高超声速气动研究变得更加深入和全面。
一、高超声速气动特性在了解高超声速气动研究中的数据计算技术之前，我们需要了解高超声速气动研究的基本特性。
高超声速飞行是指超过马赫数5的飞行速度。
在这个速度上，飞行器受到的气动力非常复杂，包括惯性、压力、温度、辐射等多种因素。
研究这些因素，可以了解高超声速飞行的性质，分析高速飞行的条件和限制，为高超声速技术的发展打下基础。
在高超声速气动研究中，最重要的关键技术是模拟计算。
通过计算机模拟，我们可以理解高超声速飞行的各种物理现象和机理。
这种方法不仅可以预测飞行器的空气动力学特性，还可以为后续的实验设计提供指导和建议。
二、计算机模拟计算机模拟是研究高超声速气动研究中的数据计算技术的基础。
计算机模拟是指使用计算机模拟和计算数值方法来模拟飞行器的空气动力学特性和航空力学特性。
这些模拟方法包括CFD（计算流体动力学模拟）、MHD（磁流体动力学模拟）、DSMC（直接模拟蒙特卡罗模拟）等等。
CFD是指通过计算机模拟计算流体动力学的模拟方法。
这种方法通过建立数学模型，模拟流体的动力学特性。
这些模型包括连续介质模型和离散粒子模型。
CFD 具有计算速度快，计算精度高，需要的物理参数少等优点。
MHD是指计算机模拟磁流体力学的模拟方法。
这种方法通过建立磁流体力学模型，模拟高超声速飞行器受到的磁场和热力学变化。
这些模型包括电磁力学模型和热力学模型。
MHD具有计算效率高，物理现象的描述精确等优点。
DSMC是指直接模拟蒙特卡罗模型的模拟方法。
高超音速飞行器气动热力学特性分析与设计
高超音速飞行器气动热力学特性分析与设计第一章：引言高超音速飞行器是指飞行速度超过音速5倍以上的飞行器。
其独特的飞行性能和广泛的应用领域引起了全球科学家和工程师的广泛关注。
在高超音速飞行器的设计过程中，气动热力学特性分析是至关重要的一步，因为它直接影响着飞行器的稳定性、性能和安全性。
第二章：高超音速飞行器气动力学特性分析2.1 高超音速飞行器的运动状态及其影响因素高超音速飞行器在飞行过程中会遭受来自空气的阻力和升力等力的作用，影响其运动状态。
飞行器的速度、迎角、空气密度等因素都会对其气动力学特性产生影响。
2.2 高超音速飞行器气动力学力学模型为了研究高超音速飞行器的气动力学特性，科学家们建立了相应的数学模型。
在这些模型中，空气动力学和热力学特性被考虑在内，包括流动的速度、压力、温度等参数。
2.3 高超音速飞行器的升力和阻力特性高超音速飞行器的升力和阻力特性对其飞行性能和稳定性具有重要影响。
通过模拟和计算，科学家们可以分析和优化飞行器的升力和阻力特性，以提高其性能。
第三章：高超音速飞行器热力学特性分析3.1 高超音速飞行器的升温问题高超音速飞行器在飞行过程中会因为空气的压缩和摩擦而产生较高的温度。
科学家们需要对飞行器的材料和结构进行有效的热防护措施，以减少温度的影响。
3.2 高超音速飞行器的热传导和热辐射特性高超音速飞行器的热传导和热辐射特性对其热防护和热控制至关重要。
科学家们通过研究和模拟这些特性，设计和选择适合的热防护材料和热控制系统。
第四章：高超音速飞行器设计4.1 高超音速飞行器的外形设计高超音速飞行器的外形设计直接影响其气动力学和热力学特性。
科学家们通过分析和优化飞行器的外形，以减小阻力、增大升力和降低温度。
4.2 高超音速飞行器的发动机设计高超音速飞行器发动机的设计需要考虑其对飞行器的性能和热力学特性的影响。
科学家们将不断探索和改进发动机的结构、燃烧方式和推进系统，以满足高超音速飞行的需求。
高超声速飞行器_进气道一体化热流数值计算
适用于高超声速流动 ,且在有壁面限制的流动中 能够给出合理准确的解 ,并已得到实验验证. 因此 本文在湍流计算中选用 SS GZ2J k2ε湍流模型 ,其 控制方程为
5ρk 5t
+ρu j
5k 5xj
-
5 5xj
μ
+
μT σk
5ρk 5xj
= Pk - Dk + SS k
(1)
5ρε 5t
+ρu
j
5ε 5xj
Abstract : Aero heating analysis of p rop ul sio n/ forebody integratio n has been co nducted by means of CFD technique. Especially ,different co mp utatio n model s are adop ted for differ2 ent flow regime ,including laminar ,t ransitio n and t urbulent flow. In t his text ,co mp ressibilit y2 corrected SS GZ2J k2ε model has been employed in t urbulent regio n , mo reover , we int roduce algebraic intermit tency mo del of t ransitio n to simulate t he t ransitio n p rocess f ro m laminar to t urbulent . By t hese met hods ,wall heat flux of forebody and engine has been calculated and co mpared wit h experimental result s. Result s show t hat co mp ressibilit y2corrected SS GZ2J k2ε model can reaso nably p redict heat flux in t he co mplex high2speed co mp ressible flow ,and al2 gebraic intermit tency model of t ransitio n can simulate t ransitio n p rocess of bo undary layer . Flow regime ,st ruct ure geo met ry and shock wave have great effect s o n heat flux.
超高声速飞行器气动热力学研究与模拟
超高声速飞行器气动热力学研究与模拟超高声速飞行器是指在大气层中可达到5马赫以上的飞行器，其在高速飞行过程中会受到强烈的气动热力载荷，因此气动热力学的研究在超高声速飞行器的设计和研究中具有重要的作用。
本文将重点介绍超高声速飞行器气动热力学研究与模拟的相关内容，分为以下几个方面。
一、超高声速飞行器气动热力学基础超高声速飞行器的飞行速度可达到5马赫以上，甚至可能达到20马赫以上。
在这样高速的飞行中，超高声速飞行器所遇到的流动问题要比亚音速和超音速飞行器更为复杂。
其中，气动热力学问题是一大难点。
气动热力学是指在高速流动过程中，由于气体的压缩和加热而产生的热力学现象。
在超高声速飞行器的飞行中，由于空气分子的湍流和热量交换，飞行器表面会受到极强的热载荷，对飞行器的设计和结构材料提出了更高的要求。
因此，超高声速飞行器的气动热力学研究成为了重点。
二、超高声速飞行器气动热力学模拟方法超高声速飞行器的气动热力学问题模拟具有极高的难度，要求将数值计算、工程试验和理论分析相结合。
为了解决这一难题，科学家们采取了多种模拟方法。
1.数值计算方法数值计算方法是指通过计算机数值模拟，对飞行器在高速飞行过程中所经历的气动热力学现象进行分析和研究的方法。
数值计算方法具有计算速度快、成本低、结果精确等优点。
在超高声速飞行器的气动热力学研究中，数值计算方法被广泛应用，可以用来模拟飞行器表面温度分布、热流密度等重要参数。
2.工程试验方法工程试验方法是指通过实验室测试和大型工程试验的手段，对超高速飞行器所经受的气动热力学载荷进行测试和分析。
这种方法可以提供真实数据，能够检验和验证数值计算方法的结果，并能发现数值计算中所忽略的一些问题。
3.理论分析方法理论分析方法是基于物理学原理和数学公式，对超高速飞行器所面临的气动热力学问题进行分析和求解的方法。
这种方法主要针对一些简单的情况进行理论推导和计算。
三、超高声速飞行器气动热力学研究进展目前，超高声速飞行器的气动热力学研究已经取得了一些成果。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。
由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。
为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。
在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。
下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。
一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。
在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。
我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。
目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。
基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。
二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。
传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。
对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。
采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。
三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。
高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。
在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。
高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法
高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法高超声速飞行器翼面气动加热是指在高速飞行过程中，由于空气摩擦和压缩，导致飞行器表面温度升高的现象。
为了保证高超声速飞行器的安全和稳定性，需要对翼面气动加热进行工程计算。
一、高超声速飞行器翼面气动加热的原理高超声速飞行器在高速飞行过程中，会受到来自空气的摩擦和压缩。
当空气流经飞行器表面时，会产生摩擦热和压缩热，导致飞行器表面温度升高。
此外，高超声速飞行器在飞行过程中还会受到空气的辐射加热，这也会导致飞行器表面温度升高。
二、高超声速飞行器翼面气动加热的计算方法高超声速飞行器翼面气动加热的计算方法可以分为两种：理论计算和实验测试。
1. 理论计算理论计算是通过数学模型和计算方法来预测高超声速飞行器翼面气动加热的温度分布和大小。
常用的理论计算方法有：（1）Navier-Stokes方程组求解法：通过求解Navier-Stokes方程组来计算高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法需要高性能计算机的支持，计算量大，但可以得到较为精确的结果。
（2）边界层理论法：通过边界层理论来计算高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法计算量较小，但精度不如Navier-Stokes方程组求解法。
（3）有限元法：通过有限元法来建立高超声速飞行器的数学模型，然后求解模型得到高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法计算量适中，精度较高。
2. 实验测试实验测试是通过实验来测量高超声速飞行器表面的气动加热。
常用的实验测试方法有：（1）模拟试验：通过模拟高超声速飞行器的飞行环境，来测试高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法可以得到较为准确的结果，但需要耗费大量的时间和资源。
（2）风洞试验：通过在风洞中模拟高超声速飞行器的飞行环境，来测试高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法可以得到较为准确的结果，且成本较低。
三、高超声速飞行器翼面气动加热的工程应用高超声速飞行器翼面气动加热的工程应用主要包括以下几个方面：（1）设计防热材料：通过对高超声速飞行器表面的气动加热进行工程计算，可以确定防热材料的种类和厚度，以保证高超声速飞行器在高速飞行过程中不受到过高的温度影响。
类乘波体飞行器气动加热的工程计算方法_车竞
第18卷第4期2006年12月弹道学报Jour nal of BallisticsVo l.18N o.4Dec.2006收稿日期:2006-01-10基金项目:国家自然科学基金项目(10572115);国防基础科研基金项目作者简介:车竞(1977- ),男,助理研究员,博士生,研究方向为飞行器设计、空气动力学.类乘波体飞行器气动加热的工程计算方法车 竞1,2,唐 硕1,何开锋2(1.西北工业大学航天学院,西安710072;2.中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000)摘要:针对类乘波体总体优化设计的需要,采用参考温度法和经验公式,计算了类乘波体飞行器在助推段和巡航段的气动加热.利用气动加热、蒙皮表面热辐射以及蒙皮内部热传导建立了热流量方程,求出了机身驻点和机翼前缘在助推段的温度-时间历程,以及巡航段内机身机翼迎风面中心线上的温度分布.结果表明,助推段驻点温度上升很快,在巡航一段时间后温度逐渐达到平衡;沿机身方向边界发生转捩,转捩区内温度增加,高马赫数可推迟转捩点,大攻角则提前转捩点.该方法可应用于高超声速类乘波体飞行器的概念研究和多目标优化设计.关键词:高超声速;类乘波体飞行器;参考温度;气动加热;工程计算中图分类号:V 211.3;V 411.4 文献标识码:A 文章编号:1004-499X(2006)04-0093-04Engineering Calculation of Aerodynamic Heating for Quas-i waverider VehicleCH E Jing 1,2,T ANG Shuo 1,H E Ka-i feng 2(1.College of Astronau tics,Northw estern Polytechnical U nivers ity,Xi .an 710072,C hina;2.China Aerodynam ics Resear ch and Developm ent Cen ter,M ian yang 621000,Ch ina)Abstract:Aiming at the need of integ ral optim ization desig n of quas-i w averider v ehicle (QWV),its aerodynam ic heating at boo sted and cruise periods w as studied based on refer -ence temperatur e and ex perience formula.With the aerodynam ic heating ,therm al radiation and heat conduction of skin,heat flow rate equatio n w as built.By so lving this equation,the w all tem perature -time relationship o f body stag nation and w ing leading edge at boosted per-i od,the w all tem perature distributio n o f w indw ard side of bo dy and w ing center line at cruise period w er e obtained.The r esults show that the temperature o f body stagnatio n reg io n in -creases rapidly at bo osted period,and it w ill come to balance after entering cruise period.A -lo ng body ax is dir ection,boundary lay er transition appears,w hich increases w all tem pera -ture.A high M ach number can postpone transition position,and big angle of attack w ill ad -vance the transition position.T his method can be applied to pre -research and m ult-i objective optimization desig n of hypersonic QWV.Key words:hy perso nic;QWV;reference tem perature;aerodynam ic heating ;eng ineer ing ca-l culation乘波体构型以较高的升阻比成为高超声速飞行器的典型构型,但这种构型伴随着严重的气动加热.在乘波体构型的基础上,对飞行器外形进行适当修形以提高它的总体性能,这就是所谓的类乘波体飞行器.在这类高超声速飞行器的概念研究和多目标优化设计阶段,须要预测它的气动加热情况.虽然目弹道学报第18卷前已有用求解NS方程来预测高超声速飞行器热环境的CFD程序,如NA SA Lang ley研究中心的LAU RA[1],但是这种方法复杂费时,因此需要发展一套简捷、快速而有效的工程计算方法.本文从飞行器概念研究和多目标优化设计的角度出发,研究了类乘波体构型的高超声速飞行器气动加热的工程计算方法.采用参考温度法和经验公式,利用气动加热、蒙皮表面热辐射以及蒙皮内部热传导建立热流量方程,计算了机身驻点和机翼前缘非定常热过程的气动加热,以及机身、机翼迎风面中心线上有攻角、有边界层转捩时的定常热过程气动加热,得到了助推段飞行器驻点和机翼前缘的温度时间历程以及巡航段机翼机身迎风面中心线上的温度分布.1气动加热计算在工程上,常用牛顿公式来计算对流产生的热流量q A:q A=A T$T=A T(T r-T w)(1)式中,A T为热交换系数,T r和T w分别为恢复温度和壁面温度.T r=T][1+0.5(C-1)r Ma2]](2)式中,r为恢复因子,层流时r=Pr;湍流时r=3P r.C为比热比,P r为普朗特数,带下标]的参数为远方来流参数.边界层内的温度是变化的,所以在求解A T时用到的参数也是变化的.为简化问题,工程上提出了参考温度法.1.1参考温度法参考温度法即引入一个确定的参考温度,把边界层内变化的空气特性参数用参考温度下不变的参数来代替.参考温度有多种,其中应用最广的是Ecker t(埃克特)参考温度:T*=T e+0.5(T w-T e)+0.22(T r-T e)(3)式中,带下标e的参数为边界层外缘气流参数.1.2机身热流密度零攻角时,机身表面热流可以表示为q A c=0.332(Pr*)-2/3(Re*)-0.5c*p Q*v e(T r-T w)q A t=0.0296(Pr*)-2/3(Re*)-0.2c*p Q*v e(T r-T w)Re tr[Re[1070.185(Pr*)-2/3(lg Re*)-2.584c*p Q*v e(T r-T w)107[Re[109式中,下标c代表层流,t代表湍流.R e和R e tr分别为雷诺数和转捩雷诺数,c p为定压比热,Q为气体密度,v e为边界层外缘气流速度.带上标*的参数为参考温度下的气流参数,文献[2,3]给出了P r*和c*p的计算公式和拟合曲线.驻点热流采用Fay-Riddle公式:q A s=0.76Pr-2/3(Q s L s)0.5(h s-h w)(d v e/d x)s 式中,(d v e/d x)s为驻点速度梯度,文献[4]建议采用下述公式计算,其精度高于修正牛顿公式,即: (d v e/d x)s=v]1.85Q]/Q s/R0;下标s代表驻点,R0为驻点曲率半径,Q s为正激波后驻点气流密度;L s为驻点气流的粘性系数;h s、h w分别为驻点和壁面的焓.有攻角A时,可采用等价锥法计算攻角的影响.在中心线上,H k=A+H,式中,H为半锥角,H k为等价半锥角(局部攻角).这样,求有攻角热流就变为求零攻角等价锥面的热流.根据门格勒变换,在锥面上,雷诺数中的特征长度应有相应改变,即(Re x)zhui=½x Q v/L, (Re x)zhui为锥面上以x为特征长度的雷诺数,v为气流速度.层流时,½x=x/3;湍流时,½x=x/2.1.3机翼热流密度若不考虑机身对机翼的影响,机翼前缘驻点线上的气动加热可近似按后掠圆柱前缘的热流计算公式进行计算[5]:q A s=A T(T r-T w)A T=H c w Pr-0.54(Q L)0.5w+c p(d v/d x)slH c w=[1+1.5(H c wo)3.5T w/T]o]H c woH c wo=0.0014(T]o/T no)2.113-0.0109(T]o/T no)1.113+0.516(T]o/T no)0.113式中,下标w+代表机翼,sl代表机翼前缘驻点;T]o 和T no分别为来流总温和垂直于前缘方向的动能转化为热能相应的总温;T]o=T](1+0.2Ma2]);T no= T](1+0.2Ma2]cos2V w0),V w0为机翼前缘后掠角.粘性系数可按Sutherland公式计算,气体密度由状态方程确定.对于机翼迎风面上的气动加热,必须考虑后掠角V w0对攻角A和马赫数M a的影响.当有攻角时,等效后掠角V w q、等效攻角A q和等效来流马赫数M a n]分别为A q=arctan(tan A/co s V w0)V w q=arcsin(sin V w0cos A)M a n]=M a]cos V w01.4边界层外缘气流参数的确定计算气动加热,必须先对边界层外缘气流参数94第4期车竞,等类乘波体飞行器气动加热的工程计算方法进行计算.在工程上常采用改进二次激波膨胀波方法与修正牛顿理论相结合的经验公式[6].C p e=C p max sin2H kC p max=10.7M a2]5.76Ma2]5.6Ma2]-0.83.5@2.8Ma2]-0.42.4-1p e=p](1+0.7Ma2]C p e)sin H c=(1.2sin2H k+M a-2])0.5Q e/Q]=6Ma2]sin2H c/(5+M a2]sin2H c)T e/T]=(7M a2]sin2H c-1)(Ma2]sin2H c+5)/(36M a2]sin2H c)M a2e=5[T](1+0.2Ma2])/T e-1]u e=20.0467M a e T e式中,C p为压力系数,p为总压,H c为激波角.1.5边界层转捩边界层的转捩是在一个区间内进行的,因此需要给出转捩区的热流计算公式.引进间隙因子#,转捩区热流为q A tr=(1-#)q A1+#q A2#=0.5{1+tanh[5(x-x1)/$x tr-2.5]}式中,下标1表示转捩区开始位置,2表示转捩区结束位置,tr表示转捩.转捩区长度$x tr=x2-x1. q A1、q A2分别为x1、x2处的热流.$x tr/x1=[60+4.68M a1.92e1]Re-1/2tr文献[7]的转捩准则为Re tr=105.37+0.2326Ma e-0.004015Ma2e2热流量方程飞行器在高空以高超声速飞行时,表面与外界环境不断地进行热交换.除了气动加热以外,蒙皮表面热辐射和蒙皮内部热传导也是主要的热交换形式. 2.1表面热辐射飞行器表面向外辐射的热流量q r=E R T4w,式中,R为波尔兹曼常数,E为蒙皮向外辐射系数.2.2蒙皮内部的热传导蒙皮外表面向内部进行的热传导为q K= -K(5T/5y),K为材料的导热系数,y为从蒙皮表面到内部的坐标刻度.计算该热传导将用到蒙皮内的热传导方程.Q m c(5T/5t)=5(Q m5T/5y)/5y,Q m为材料密度,c为材料比热.令D为蒙皮厚度,沿厚度方向对该式进行积分,可得到:q K=-(K5T/5t)|y=0=Q m c D(5T/5t)2.3热流量方程根据以上分析,可建立飞行器飞行时的热流量方程:q A(T w)-E R T4w=Q m c D(d T w/d t),q A(T w)可根据位置和来流情况采用前述方法进行计算.当飞行器巡航飞行时,蒙皮表面将达到某一平衡温度.此时d T w/d t=0,迭代求解此式,可得到壁温T w.3算例作为算例的类乘波体高超声速飞行器如图1所示.本文计算了助推段机身驻点和机翼前缘的温度时间历程以及巡航段机翼和机身迎风面中心线上的温度分布.助推段飞行速度M a=1.5~6.0,飞行高度h=10~25km,飞行时间t[50s.计算结果见图2~图6.图5、图6中的x/b(z)为归一化弦长.图1类乘波体高超声速飞行器外形图2机身驻点和机翼前缘的温度-时间关系图3攻角与机身迎风面中心线上温度的关系95弹道学报第18卷图4马赫数与机身迎风面中心线上温度的关系图5 马赫数与机翼迎风面1/4展长处温度的关系图6 后掠角与机翼迎风面1/4展长处温度的关系4 结束语飞行器以高超声速飞行,表面气动加热十分严重,对它的快速预测,在飞行器的概念研究和多目标优化设计阶段显得尤为重要.本文采用工程方法计算了某一类乘波体飞行器在助推段非定常热过程和巡航段定常热过程的气动加热,给出了温度分布和时间历程.从计算结果可以看出,助推段壁温上升很快,在巡航一段时间后,温度才达到平衡;沿机身方向发生边界层转捩,促使壁温升高;高马赫数可推迟转捩点,而大攻角(对上表面指绝对值)则提前转捩点,并增加壁温;机翼前缘后掠角增大可以降低气动加热程度.本文的计算简捷、快速,与相关文献[3,8~11]的研究结果一致,可应用于同类飞行器的概念研究和多目标优化设计.参考文献[1] Greene F A.Vis cous equilibrium com putations us ing programLAURA,AIAA91-1389[R].1991.[2]徐敏,严恒元.飞行器空气动力工程计算方法[M ].西安:西北工业大学出版社,1998.[3]陈志敏,雷延花.天地往返运输器气动力和气动热工程计算方法研究[J].西北工业大学学报,2001,19(2):205-208.[4]Rejarnette F R.A review of ap proximate methods u sed in aer -odynam ic heating analysis ,AIAA85-0906[R].1985.[5]Res holko E,Beckw ith I pressible laminar boundary layer over a yaw ed infinite cylinder w ith heat transfer and arb-i trary prandtl numb er[R].US A:NAS C,1958:1379.[6]乐发仁,杨军,姜贵庆,等.微重力火箭气动加热计算[J].固体火箭技术,2003,26(1):1-4.[7]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.[8]LE Jia -ling,Ganim edov V L,M uch naja M I,et al.T he calcu -lation of aerodynamic heating and viscous friction forces on the surface of h ypers on ic flight vehicle [J ].Experiments an dM easu rem ents in Fluid M echan ics,2002,16(1):8-20.[9]Din es h K P,M ark P L,Ethiraj Venkatapathy,et al.X -33aerothermal en viron ment simu lations and aeroth erm odynamic design,AIAA98-0868[R].1998.[10]Cow art K,Olds J.Integrating aeroheating and TPS in to con -ceptu al RLV design,AIAA99-4806[R].1999.[11]Ch arles G M.Aerotherm odynam ic flight simulation capabil-ities for aerospace veh icles,AIAA98-2600[R].1998.96。
高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解
高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解引言高超声速飞行器是一种能够在大气中飞行速度超过5倍音速的飞行器。
由于其具有高速度、高温和复杂流动特性，对其气动力和气动热进行数值模拟和求解是研究该种飞行器的重要手段。
本文将介绍高超声速飞行器的气动力气动热数值模拟方法和超声速流动的区域推进求解。
一、高超声速飞行器气动力气动热数值模拟1. 研究对象高超声速飞行器的气动力研究对象是主要影响飞行器运动和稳定性的力，主要包括升力、阻力和力矩。
气动热研究对象是飞行器表面受到的热流，包括热流密度和热传导。
2. 数值模拟方法气动力和气动热的数值模拟方法通常采用计算流体力学（CFD）方法。
CFD方法基于流体力学方程、传热方程和边界条件，通过数值方法求解流场变量（速度、压力、温度等），进而得到气动力和气动热。
3. 模拟步骤高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟步骤包括几何建模、网格划分、物理模型设定、求解、结果分析等。
几何建模是将飞行器的实际几何形状转化为计算机可以识别的数学模型，通常使用计算机辅助设计（CAD）软件完成。
网格划分是将计算区域划分为小网格，用于离散化流场变量。
物理模型设定是设置边界条件、流场模型以及计算参数等。
求解即利用CFD方法求解流场变量的数值解。
结果分析是对求解结果进行验证和评价，以得到有关气动力气动热的定量和定性特征。
4. 数值模拟结果高超声速飞行器的气动力模拟可以得到升力、阻力和力矩的大小和分布规律。
气动热模拟可以得到飞行器表面的热流密度和热传导。
这些数值结果可以为高超声速飞行器的设计和改进提供重要参考。
二、超声速流动的区域推进求解1. 研究对象超声速流动的区域推进求解是指对超声速流动的速度、压力、温度等物理量进行求解，以了解超声速流动的性质和规律。
2. 数值模拟方法超声速流动的区域推进求解通常采用求解完全不可压缩或可压缩流体的欧拉方程的方法。
超高音速飞行器气动热力学的研究
超高音速飞行器气动热力学的研究一、引言随着人类对深空探索的需求和未来太空旅行的梦想，超高音速飞行器逐渐成为航空工程界的研究热点。
在高速飞行过程中，飞行器与空气的相互作用将引发气动热力学效应，严重影响车体波阻和热负荷等问题。
因此，研究超高音速飞行器的气动热力学，对于实现超高音速飞行器的可持续发展至关重要。
二、超高音速飞行器的气动热力学效应1.激波和边界层相互作用引起的气动热载荷超高音速飞行器的速度超过马赫数5以上，在高速运动过程中产生的激波和边界层热雷诺数大于10的现象将是气动热载荷的重要来源。
区分热功率和壁面温升两个方面，气动热力学效应将显著增加飞行器的热负荷，进一步影响其结构和材料的性能，导致飞行器失效。
2.边界层压降和壁面温度对热辐射的影响在超高音速飞行器高速穿越大气层时，边界层压降和壁面温度变化会引发气动热效应及辐射加热，特别是在重返大气过程中可能造成严重的材料热疲劳和破坏。
因此，减少边界层的压降和控制壁面温度的升高是研究超高音速飞行器气动热力学过程中的重点。
三、超高音速飞行器气动热力学仿真模拟近年来，随着计算机技术快速发展和高性能数值计算方法的不断推广，超高音速飞行器的气动热力学仿真模拟已经成为解决气动热力学效应的主要手段之一。
这种仿真模拟需要对边层流场建立数值计算模型和分析边界层物理过程的理论数学模型。
1.计算流体力学模拟计算流体力学数值计算模拟主要涉及物理模型、数值算法和计算网格建立三个方面。
通过计算流体力学数值模拟，可以计算得到飞行器周围复杂流场和热场的相关参数，如飞行器表面及周围流场的温度、压力、速度和热通量分布等参数。
2.分子动力学模拟分子动力学模拟主要研究分子尺度下气体-固体界面的相互作用。
通过对冲击流场下流体分子与固体或者固体纳米界面的碰撞和吸附、反弹等过程进行模拟，分析超高音速飞行器气动热效应的热源、润滑和冷却等问题。
四、超高音速飞行器气动热力学问题的解决方法由于超高音速飞行器气动热力学效应导致的气动热载荷特别严重，因此需要采取有效的飞行器热防护措施。
高超声速飞行器的设计与气动热力学分析
高超声速飞行器的设计与气动热力学分析第一章：概述随着科技的发展，高超声速飞行器越来越多地引起人们的关注。
高超声速飞行器是指能够在大气层飞行时达到5倍音速以上的飞行器，具有高速、远程、高度机动性等优点。
高超声速飞行器的设计与气动热力学分析是高超声速飞行器研制的关键技术之一，本文将对高超声速飞行器的设计与气动热力学分析进行探讨。
第二章：高超声速飞行器的设计高超声速飞行器的设计需要考虑多个因素，包括外形、材料、发动机、控制系统等。
2.1 外形设计高超声速飞行器的外形设计首先需要考虑的是实现高速和高度机动性。
一般来说，高超声速飞行器外形主要分为平板、发酵、钻石、球体、飞艇等几种类型。
不同外形对于高超声速飞行器的飞行性能和热力学调控策略也有差异。
2.2 材料选择高超声速飞行器需要使用稳定性高、强度大、抗氧化能力好的材料。
一般来说，常用的高超声速飞行器材料包括高温合金、碳纤维增强复合材料、高温陶瓷等。
2.3 发动机设计高超声速飞行器需要使用高功率、高效率的发动机，常用的发动机包括超燃进气发动机、等离子体发动机、波雷特发动机等。
2.4 控制系统设计高超声速飞行器需要使用高灵敏度的控制系统，使之能够进行准确的飞行姿态调整和高度机动性操作。
第三章：气动热力学分析高超声速飞行器在飞行过程中，会出现多种气动热力学效应，包括升力、阻力、温度升高、动压增大等。
因此，要实现高超声速飞行器的稳定、安全飞行，需要进行气动热力学分析。
3.1 升力和阻力的分析高超声速飞行器在飞行过程中需要产生升力以便保持高度，同时还需要克服阻力，使之前进。
为此，需要进行升力和阻力的研究，确定合适的气动设计参数。
在进行研究时，需要考虑不同形状、尺寸、速度、攻角和阻塞等因素的影响。
3.2 温度升高的分析高超声速飞行器在飞行过程中，由于大气阻力和空气流动等原因，会产生大量的热量。
因此，需要进行温度升高的分析，以便确定高超声速飞行器在高温环境下的稳定性和耐久性。
高超声速下返回舱气动热的数值计算
高超声速下返回舱气动热的数值计算张钧波，张敏，刘心志南京理工大学动力工程学院，南京 （210094）E-mail ：zhangm@摘 要：用非结构化网格和有限容积方法，对载人飞船返回舱在高超声速连续流下的气动热进行数值计算。
返回舱外部热通量分布采用费-里德尔（Fay-Riddell ）和李斯（Lees ）工程近似方程，作为对流和辐射热边界条件，求解返回舱在不同马赫数下内部温度场分布。
通过返回舱外形的优化设计，为返回舱的安全可靠和经济设计制造提供有益的参考经验。
关键词：飞船返回舱，气动热，工程算法，数值模拟1. 引言2008年4月19日，俄罗斯“联盟”号载人飞船返回舱在进入地球大气层时，由于着陆方式不当且与地面保持的角度有误，使得返回舱的天线遭焚毁，导致宇航员不能同俄地面飞行控制中心沟通。
隔热罩部分遭焚毁和舱门严重损坏，俄罗斯和韩国宇航员不得不从返回舱挣脱，并且有严重灼伤。
同时“联盟”号着陆后，引起附近灌木起火。
气动热是载人飞船返回舱的关键问题之一，以7.91 km/s 第一宇宙速度飞行的返回舱单位动能为31.3 MJ/m 2,如此巨大的能量如果都转化成热能，就会把载人飞船返回舱的材料烧坏。
所以必须做好返回舱的气动力，气动热和热防护的设计，尽量把该巨大的能量扩散到防护材料和周围介质中去，以保证返回舱不被烧毁和舱内正常的工作和生存环境[1-3]。
目前世界上小升阻比载人飞船返回舱，如星座号、阿波罗号和联盟号，以及我国的神州号等都无一例外的选择了球冠倒锥形。
返回舱采用这种形式，能使锥面热流率大为减小。
因为钝头体热流密度与曲率半径成反比，曲率半径越大，热流率越小。
这不但在气动力上是优秀的，而且也是气动热和热防护上所需要的[1]。
本文在采用球冠倒锥形的基础上，采用作者开发的软件数值计算返回舱气动热的相关问题。
2. 载人返回舱几何外形设计沿y 轴的方向，我们把返回舱（见图1所示）分成三个区域，母线方程如下：底部球冠圆的母线方程：222( 1.3)( 1.9) 2.3125x y −+−=倒锥母线的直线段方程： 3.7293.7299.7y x y x ==−+ 倒锥母线圆弧段方程：222( 1.3)(0.9)x y r ++−=其中：L=1800 mm, a=100mm ，b=1000mm ，C=400mm ，d=1140mm ，R=1300mm ，r=940mm ，∠p=150，∠q=500。
高超声速飞行器气动热计算【13页】
工作内容
物面压力 和外缘参
数计算
零攻角 气动热 计算
变攻角 气动热 计算
具体实例球 头锥体热流
计算
两个独立变量 压力 熵
物面压力计算
修正牛顿算
驻点： Fay—Riddell公式 Kemp—Riddell公式
Scala公式 Lees公式 修正Lees公式 非驻点： Less钝体层流公式
等熵
变熵
湍流 层流 湍流 层流
球锥的热流分布计算
球锥的热流分布计算
球锥的热流分布计算
球锥的热流分布计算
球锥外形示意图
球锥的热流分布计算
球锥的热流分布计算
球锥的热流分布计算
有攻角热环境 工程方法
轴对称比拟法 等价锥法
实验数据关联法
轴向/周向热流 结果分析
画图比较
物面压力计算
修正牛顿理论计算表面压力 基本思想是：流体质点与物面相碰后，垂直于物面法向动量将损失掉， 流体将沿着物面切向运动，切向动量没有损失。
外缘参数计算
零攻角驻点热流计算
非驻点热流计算
非驻点热流计算
高超声速飞行器气动热力学性能研究
高超声速飞行器气动热力学性能研究高超声速飞行器是指速度超过马赫数5（即音速的5倍）的飞行器。
这类飞行器因其高速飞行而具有许多独特的气动热力学性能，这些性能对于飞行器的设计、控制和性能评估至关重要。
本文将详细探讨高超声速飞行器的气动热力学性能研究。
在高超声速飞行器的气动热力学性能研究中，最重要的性能指标之一是阻力。
高速飞行时，阻力是飞行器所受到的阻碍前进的力。
通过减小阻力，可以提高飞行器的速度和燃料效率。
因此，降低高超声速飞行器的阻力是研究的重点之一。
高超声速飞行器的阻力来源主要包括波阻力和摩擦阻力。
波阻力是指高超声速飞行时，飞行器面前压缩空气形成的激波所带来的阻力。
而摩擦阻力是指飞行器表面与空气直接接触摩擦所带来的阻力。
为了减小这两种阻力，研究人员采取了许多措施，包括使用流线型设计、涂覆减阻液体和采用特殊材料等。
除了阻力外，高超声速飞行器还需要考虑燃烧问题。
高超声速飞行时，空气的压力和温度都会急剧增加，这对飞行器内部的燃烧系统提出了更高的要求。
研究人员通过改进燃烧系统和采用高温材料，以应对这一挑战。
此外，高超声速飞行器还需要考虑其结构的热稳定性，以保证在高速飞行时不会发生结构失效。
在气动热力学性能研究中，还需要考虑飞行器在高超声速飞行状态下所受到的动力学负荷。
高超声速飞行器在高速飞行过程中会受到各种外力的作用，如重力、气流力等。
这些力量对飞行器的控制和稳定性造成了挑战。
为了解决这些问题，研究人员通过研究飞行器的动力学特性、设计合适的控制系统和采用先进的控制方法来提高飞行器的控制能力。
总之，高超声速飞行器的气动热力学性能研究具有重要的实际意义。
通过对阻力、燃烧、热稳定性和动力学负荷等方面的研究，可以提高高超声速飞行器的性能和可靠性。
这对于推动飞行器技术的发展和提高军事、航天等领域的实力具有重要的意义。
高超声速气动热数值模拟方法及大规模并行计算研究
大规模并行计算研究
大规模并行计算通过将计算任务分配给多个计算节点，利用计算机集群或超 级计算机来实现高效计算。在高超声速气动热数值模拟中，大规模并行计算可以 提高计算效率，缩短计算时间，从而加快科研进程。
大规模并行计算的体系架构包括分布式、共享式和混合式三种。其中，分布 式架构将任务分配给多个独立的计算机系统，适用于大规模、分布式的计算任务； 共享式架构则将多个计算节点连接到一个共享内存系统中，适用于高并发、实时 性要求高的场景；混合式架构结合了前两种架构的优点，具有更好的扩展性和灵 活性。
2、加强并行算法的研究与优化，提高并行计算的效率，降低计算时间和成 本；
3、探索大规模并行计算与云计算、大数据等技术的结合，实现更高效、更 灵活的计算资源调度和管理；
4、解决高超声速气动热数值模拟中的多物理场耦合、高精度格式等问题， 实现对复杂流动和传热过程的准确模拟。
总之，高超声速气动热数值模拟和大规模并行计算研究具有重要的理论和应 用价值，对于推动我国国防、航天等领域的创新发展具有重要作用。未来应加强 对相关领域的研究投入，不断提高数值模拟能力和计算效率，为我国科技事业的 发展做出更大的贡献。
高超声速气动热数值模拟方法
高超声速气动热数值模拟方法主要包括流体力学（CFD）、计算流体动力学 （CFX）、有限元方法（FEM）等。其中，CFD和CFX方法在工程实际中应用较为广 泛，而FEM则在一些特殊问题中具有优势。
CFD方法通过离散化方程、建立数值格式、计算离散化的数值解来模拟流体 流动和传热过程。CFX方法作为一款商业软件，具有易于使用、稳健性好的优点， 广泛用于航空、航天等领域的高超声速气动热模拟。FEM方法则通过将连续的问 题离散化成有限个单元，并在每个单元上对函数进行逼近，从而实现求解。这种 方法在一些特殊问题中，如非线性、大变形和流动分离等情况下具有优势。