复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算

发布时间：2021-06-06

第３４卷第６期国防科技大学学报

Ｖ０１．３４Ｎｏ．６

２０１２年１２月

ＪＯＵＲＮＡＬ０ＦＮＡ’ｎ０ＮＡＬＵＮＩＶＥＲＳｌ７ＩＹＯＦＤＥＦＥＮＳＥＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ

ＤｅＣ．２０１２

复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算＋

李建林，唐乾刚，霍霖，程兴华

（国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙４１００７３）

摘要：针对复杂外形高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题，建立了高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法。采用修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布，利用牛顿最速下降理论计算飞行器表面流线分布，采用参考焓法、高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面目标点的热流密度，计算了钝锥、升力体以及类乘波体的表面热流分布。仿真分析表明：该方法适用于复杂外形，且具有较高的计算效率和精度，能够满足复杂高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求。

关键词：气动热快速工程计算；牛顿最速下降理论；参考焓法；复杂外形中图分类号：Ｖ４７５．１

文献标志码：Ａ

文章编号：１００１—２４８６（２０１２）０６—００８９一０５

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４１００７３，Ｃｈｉｎａ）

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高超声速飞行器，是指以高超声速飞行技术此方法在较大攻角范围内对于复杂外形具有良好

为基础、飞行马赫数大于５的飞行器。以高超声

的适用性ＨＪ，利用修正牛顿理论获得表面压力分

速飞行时，飞行器周围空气会受到强烈压缩并产

布，并结合高温气体特性拟合公式和参考焓法计生剧烈的摩擦，大部分动能将转化为热能，使得空算表面气体特性参数，建立了高超声速飞行器气气温度急剧升高，并向飞行器表面传递热量，这种动热工程计算方法，利用该方法计算了钝锥、升力热能传递方式称为气动加热。气动加热是在研制体以及乘波体的表面热流分布。计算结果表明，和发展高超声速飞行器过程中必须解决的问题

该方法具有适用于复杂外形、计算效率和计算精

之一［¨。

度高的特点。

工程方法在求解简单外形的气动加热方面具有一定的优势。它的计算效率很高，精确度也有

１飞行器表面压力计算

一定保证，往往能够得到工程上满意的结果。吕１．１牛顿流模型

红庆等心。采用参考焓法计算了零攻角条件下钝牛顿流模型基本思想如下：假设流体由没有锥的热流密度，吕丽丽一１采用各种经典热流公式相互作用的同一种质点组成，流体质点未到达物计算了钝锥、钝双锥和飞船等轴对称外形的气动

面前不受物体影响，当流体质点与物面相互碰撞

加热。

．

本文基于牛顿最速下降理论获取表面流线，

＋收稿日期：２０１２—０８—３０．