高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析

发布时间：2018-04-12 12:22

  本文选题：高超声速飞行器 + 比热/比热比　； 参考：《国防科技大学学报》2016年02期

【摘要】：以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。
[Abstract]:The hypersonic vehicle as the research object, the calculation method of constructing rapid and accurate computation of hypersonic inviscid boundary layer edge parameters. The fitting of air specific heat, specific heat ratio with temperature change curve, the establishment of air temperature criterion. Property calculation model of different air properties to establish the hypersonic vehicle outer boundary layer parameters based on numerical and engineering, using blunt double cone model, comparative analysis of engineering estimation, numerical calculations of the inviscid and viscous numerical method. The results show that the 0 degree angle of attack, based on numerical calculation and engineering estimation of inviscid and flow field numerical calculation of the maximum difference of pressure viscosity were 1.19% and 2.39%; 10 degree angle of attack, the biggest difference were 5% and 50%; calculation method and proves the inviscid numerical calculation method is better than the project, for the further rapid and accurate calculation of high speed pneumatic device for ultrasonic The thermal environment has laid an important foundation.

【作者单位】： 国防科技大学航天科学与工程学院;高超声速冲压发动机技术重点实验室;
【基金】：国家自然科学基金资助项目(51406230)
【分类号】：V211

【参考文献】

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【共引文献】

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【二级参考文献】

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本文编号：1739738