第６期李建林，等：复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算

。９１．

有高温空气的热力学特性和输运特性参数，能否模型如图３所示。

正确给出这些参数，直接影响着热流密度的计算精度。为了使方法简便，又能保证一定的精度，本文所用高温空气的热力学特性和输运特性参数是根据苏联的高温空气热力学函数表所建立的拟合公式。

２．３热流密度计算

根据冷壁假设，设壁面温度为３００Ｋ，可计算出壁面焓矾。绝热壁面焓计算公式为

Ｈｏ。＝ｒ（风一皿）＋见

（８）

式中

‰：见＋譬

（９）

ｒ＝Ｐｒ∽（层流）ｒ＝ＰｒＶ３（湍流）

（１０）

假设相关无因次参数为常数，取Ｐｒ＝０．７１［２｜。

考虑沿流线的气动特性变化，目标点雷诺数可由下式算出：

Ｒｅ＝

Ｅ訾出

其中，带“木”号的量表示由参考焓确定，ｚ。表示驻点坐标，戈，表示目标点坐标。上式表示沿流线从驻点到目标点的积分。

由

ｃ，：—Ｏ．＝６６＝４

√ｍ’

（１２）

啦结

（１３）

以及

Ｑ。＝Ｓｔ‘Ｐ＋Ｕｅ（虬一巩）

（１４）

即可计算出目标点处的热流密度Ｑ。。

３仿真分析

选取钝锥、升力体和乘波体为研究对象，分别代表了当前高超声速飞行器研究的热点外形，分析其表面热流密度分布，以验证本文提出的计算

方法。

３．１轴对称外形气动热计算

以零攻角钝锥体为对象，对本文方法进行验证。算例选自于ＮＡＳＡＴＮＤ一５４５０报告＂ｏ，计算模型为：头部曲率半径Ｒ。＝０．００９５ｍ，半锥角佛＝

１５

ｏ，同锥角尖锥总长度Ｌ＝０．５６８７ｍ。计算条件

为：来流马赫数Ｍ。：１０．６，压强Ｐ。：１３２Ｐａ，温度Ｔ。＝４７．３４Ｋ，壁面温度Ｔ甲＝２９４．４４Ｋ。钝锥体

万方数据

图３钝锥体示意图

Ｆｉｇ．３

Ｂｌｕｎｄｅｄ

ｃｏｎｅ

图４为利用本文方法所计算的０。攻角条件

图４

Ｏ。攻角钝锥母线热流分布

Ｆｉｇ．４

ＨｅａｔｆｌｕｘＤｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｇｅｎｅｒａｔｒｉｘ

０ｆ００ｂｌｕｎｔｅｄ

ｃｏｎｅ

升力体是高超声速飞行器常用外形之一，如零攻角、高度日＝２０ｋｉｎ、马赫数Ｍａ＝８时的升下钝锥模型一条母线上热流密度分布与文献［８］中模型上相应点热流密度值的对比，由图可见：本文方法计算结果与文献中的实验数据基本一致，因此本文方法适用于传统的轴对称模型的气动热计算。

３．２升力体气动热计算

图５所示，升力体构型飞行器由于其高热载荷、低热流率的载人物理特性，在大迎角下和高超声速时良好的气动力特性以及高效的内部体积利用率，是航天器气动构形的首选方案，如美国空军的ｘ一３３系列。本节以某升力体飞行器为研究对象，分析其不同工况下的表面热流密度分布。

力体表面中心线热流密度分布如图６和图７所示。图中的数值计算结果是利用仿真软件ＦＡＳＴＲＡＮ建模计算获得的。由图可知：升力体飞行器迎风面与背风面气动加热强度相当，本文方法计算结果与数值方法计算结果能够很好地吻合。