周樹平 陳景昊 張文鋒 嚴(yán)毅 彭志永 王雅彬

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

摘要：本文建立了高超聲速飛行器前體的三級(jí)折轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)外形。針對(duì)球錐體模型，通過對(duì)模型進(jìn)行有限元離散，并采用pointwise方法劃分了網(wǎng)格;基于CFD/CTD耦合方法，計(jì)算了在不同攻角下球錐體的表面溫度以及錐體母線上的最大溫度和最小溫度，顯著提高了計(jì)算效率。

關(guān)鍵詞：高超聲速;前體;氣動(dòng)熱;攻角;CFD/CTD

中圖分類號(hào)：TJ760;V249.1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2018）06-0055-05[SQ0]

0引言

飛行器以高超聲速飛行時(shí)，由于大氣存在阻力和粘性作用，氣流和飛行器表面邊界層產(chǎn)生強(qiáng)烈摩擦，將氣體的動(dòng)能變?yōu)闊崃?，造成壁面溫度升高，引起氣?dòng)加熱[1];同時(shí)高溫?zé)崃鞑粩嘞蝻w行器內(nèi)部壁面?zhèn)鳠?，造成飛行器內(nèi)部溫度上升，影響內(nèi)部元器件和傳感器的性能，嚴(yán)重時(shí)可能造成飛行任務(wù)失敗。

一般來說，當(dāng)飛行馬赫數(shù)小于5時(shí)，在選取空氣的熱物理參數(shù)時(shí)可采用艾克特的參考溫度計(jì)算;但是當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于5時(shí)，空氣的熱物性發(fā)生明顯變化，需用參考焓取代參考溫度進(jìn)行計(jì)算[2]。

當(dāng)有攻角存在時(shí)，在飛行器的迎風(fēng)表面將產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，與零攻角相比，即使流態(tài)一樣，迎風(fēng)面比背風(fēng)面的氣動(dòng)加熱更為嚴(yán)重。另外，在迎風(fēng)面，攻角促使轉(zhuǎn)捩點(diǎn)前移，這會(huì)使迎風(fēng)面氣動(dòng)加熱進(jìn)一步惡化。

對(duì)于復(fù)雜外型或大攻角情況，工程算法的準(zhǔn)確性就無法保證。與工程估算的方法相比，CFD方法的優(yōu)點(diǎn)在于對(duì)復(fù)雜外形的適應(yīng)性比較好（尤其是采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格時(shí)），可以考慮多種非理想情況下的干擾，其缺點(diǎn)是一般在計(jì)算前要先生成網(wǎng)格，而且要求阻力精確或必須要考慮邊界層時(shí)，其計(jì)算量過大。

本文采用基于CFD/CTD相結(jié)合的方法進(jìn)行氣動(dòng)熱的計(jì)算。由于這種耦合方法氣動(dòng)系統(tǒng)的特征時(shí)間很小，熱傳導(dǎo)系統(tǒng)的特征時(shí)間很大，這樣就可以將瞬態(tài)耦合簡化為準(zhǔn)定常耦合，采用較大的時(shí)間步長，計(jì)算量得以大大減少，從而提高計(jì)算效率。

4結(jié)論

基于CFD/CTD耦合策略的氣動(dòng)熱計(jì)算方法，由于采用了較大的時(shí)間步長，提高了計(jì)算效率。通過CFD/CTD仿真可以看出，相同馬赫數(shù)和高度時(shí)，在不同攻角下駐點(diǎn)的溫度值變化不大。在錐段，最大溫度母線上的溫度值隨著攻角的增大而增大，最小溫度母線上的溫度隨著攻角的增大而減小。也就是隨著攻角的增大，該球錐體表面的溫度變化范圍也增大，飛行器表面的氣動(dòng)加熱不均勻現(xiàn)象加劇。

參考文獻(xiàn)：

[1]楊愷，高效偉.高超聲速氣動(dòng)熱環(huán)境工程算法[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，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]姜貴慶，劉連元.高速氣流傳熱與燒蝕熱防護(hù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2003.

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

[4]范緒箕.氣動(dòng)加熱與熱防護(hù)系統(tǒng)[M].北京：科學(xué)出版社，2004.

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

[5]張志成.高超聲速氣動(dòng)熱和熱防護(hù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2003.

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

[6]陳景昊，周樹平，張文鋒.不同攻角下高超聲速二元進(jìn)氣道性能研究[J].火箭推進(jìn)，2014，40（5）：20-23.

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