反向噴流干擾下的高超聲速鈍體氣動(dòng)特性研究.pdf

1、當(dāng)飛行器處于高超聲速飛行狀態(tài)時(shí)周?chē)諝馐艿綇?qiáng)烈壓縮，在飛行器前部形成激波，激波后氣體速度大大降低，來(lái)流氣體所攜帶的動(dòng)能大量轉(zhuǎn)化為熱能，使得流場(chǎng)溫度迅速升高，高溫氣體對(duì)飛行器形成強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱效果。通過(guò)反向噴流干擾流場(chǎng)可以有效地降低高超聲速鈍體壁面的熱流密度。本文通過(guò)求解 NS方程數(shù)值模擬高超聲速鈍體反向噴流流場(chǎng)，對(duì)不同噴流氣體參數(shù)對(duì)鈍體氣動(dòng)熱特性的影響做出細(xì)致的分析，并對(duì)噴流氣體參數(shù)耦合變化時(shí)優(yōu)化鈍體壁面熱流的問(wèn)題進(jìn)行了研究。
　

2、　本文的主要研究?jī)?nèi)容如下：
　　通過(guò)數(shù)值模擬得到高超聲速鈍體反向噴流流場(chǎng)，并與實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比檢驗(yàn)數(shù)值仿真理論在計(jì)算鈍體氣動(dòng)熱方面的可靠性。分別研究在長(zhǎng)射流模態(tài)和短射流模態(tài)下的不同噴流氣體參數(shù)對(duì)鈍體氣動(dòng)熱特性的影響，噴流氣體參數(shù)包括溫度、壓強(qiáng)和速度。然后建立流場(chǎng)的三維模型，研究不同攻角下反向噴流流場(chǎng)分布情況以及攻角對(duì)鈍體壁面熱流的影響。
　　通過(guò)數(shù)值模擬研究在高溫氣體化學(xué)反應(yīng)影響下的高超聲速鈍體繞流流場(chǎng)以及反向噴流流場(chǎng)。在無(wú)噴流

3、的情況下，對(duì)比在不同的來(lái)流馬赫數(shù)下采用熱完全氣體模型和化學(xué)反應(yīng)非平衡流模型時(shí)仿真結(jié)果的差異。然后在較高的來(lái)流馬赫數(shù)下，研究氣體發(fā)生高溫化學(xué)反應(yīng)時(shí)的反向噴流流場(chǎng)，并對(duì)噴流氣體參數(shù)對(duì)流場(chǎng)分布以及鈍體壁面絕熱溫度的影響做出分析。
　　建立優(yōu)化模型，研究高超聲速鈍體的氣動(dòng)加熱特性的優(yōu)化問(wèn)題。噴流氣體分別在固定總溫總壓和固定噴流質(zhì)量流量?jī)煞N情況下，采用遺傳算法優(yōu)化噴流氣體的出口速度，溫度和壓強(qiáng)，使得高超聲速鈍體的壁面熱流得以降低，改善高超聲