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时间:2019-11-26
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1、航空学报ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaMar.252016V01.37No.3761—770ISSN1000—6893ON11.1929/Vhttp:Hhkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.ca来流参数对防热瓦横缝旋涡结构及热环境的影响邱波1’2,国义军2一,张昊元2,曾磊2,石友安2,桂业伟1’21.中国空气动力研究与发展中心,空气动力学国家重点实验室,绵阳6210002.中国空气动力研究与发展中心,计算空气动力研究所,绵阳621000摘要:针对高超声速飞行器表面缝隙内部流动,通过求解可压缩Navier-Stoke
2、s方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的计算流体力学(CFD)软件。利用该软件研究了来流参数对防热瓦横缝旋涡结构及热环境的影响。计算结果表明:随着来流雷诺数的增加,缝内旋涡结构呈现主涡个数增多形态趋于饱满的变化趋势,缝隙壁面绝对热流和无量纲热流增加;随着来流马赫数的增加,缝内主涡个数、形态基本不变,但主涡旋转速度增加,缝隙壁面绝对热流增加,无量纲热流基本不变;随着来流迎角的增加(迎角较小时),缝内旋涡结构和热流变化规律基本与增加来流雷诺数相同。由此分析可知,涡量向下传递并形成旋涡的距离,即形成所谓“死水区”的深度,主要由来流雷诺数和来流迎角决定。关键词:来流参数;高超声
3、速;缝隙;计算流体力学;旋涡;热流分布中图分类号:V211.3文献标识码:A文章编号:1000—6893(2016)03—0761—10时至今日,高超声速飞行器已在军事、科学和商业等领域展现出了越来越广阔的应用空间[】。3]。无论是再人式高超声速飞行器还是近年来备受关注的巡航式高超声速飞行器,如何克服严重的气动加热问题都是需要解决的关键技术之一。目前,大多数高超声速飞行器通常使用防热瓦结构的热防护系统来保证飞行器的安全,如航天飞机采用的陶瓷防热瓦[4]。为容纳载荷与热膨胀产生的结构翘曲,防热瓦与防热瓦之间必定留有一定缝隙‘5—6I。当高超声速飞行器在大气层中高速飞行时,外部的高
4、速气流会流人防热瓦缝隙当中,防热瓦表面的流动特性和传热方式因此将发生变化。譬如,缝隙入口处会产生边界层的分离与再附;缝隙干扰会增加湍流度,加速边界层转捩;缝隙内会卷起旋涡结构,向缝隙中卷入大量热量;由于缝隙狭小辐射散热效应会阻塞等。以上均有可能引起防热瓦局部热流升高,使得防热瓦因局部过热而产生较严重的烧蚀,也有可能因防热瓦前后缝隙内的压力不平衡和防热瓦内部应力而使其脱落,从而严重影响飞行器的防热特性和操纵特性。因此,对防热瓦缝隙流动状态、内部旋涡结构及热环境等进行研究十分必要。目前,国外对防热瓦缝隙气动加热方面的研究已经取得了相当多的研究成果。美国针对航天飞机防热瓦缝隙做了大量
5、的气动加热试验,研究了来流参数及缝隙几何参数、缝隙排列方式等诸多因素对于缝隙流动特性和热流分布等的影响[7]。国内也有不少学者对防热瓦缝隙热环境进行了试验研究。总体上国内外对该类缝隙的研究主要呈现如下两个特点:第一,绝大部分研究都着眼于防热瓦缝隙热环境,对于防热瓦缝隙内旋涡收稿日期:2015-03—24;退修日期:2015—04—26;录用日期:2015—06—06;网络出版时间:2015—07—2710:31网络出版地址:WWWcnki.net/kcms/detail/111929.V.20150727.1031001.htmI基金项目:国家自然科学基金(91216204);
6、国家“973”计划(201408744100)*通讯作者Tel:0816-2463316E-mail:GYJ2236985@sina.com现角格武t邱波,国X军.张昊元.等.来流参数对畴热瓦横缝旋涡结构及热环境的影响!J]j航空学报.2016.37(3):761.770iQIUB。GUOYJ,ZHANGHy,eta1.Freestreamparameters’effectsonvortexesandaerodynamicheatingenvironmentinthermalpro-tectiontiletransversegaps.【JI.ActaAeronauticaetA
7、stronauticaSinica,2016,37(3):761.770.航空学报Mar.252016V01.37No3结构的研究还相对较少,但缝内旋涡结构对于缝隙壁面热流却有很大的影响[83;第二,大部分研究都采用风洞试验的手段,采用数值模拟的相对较少,这主要是由于缝隙流动相当复杂,加之缝隙尺寸与飞行器尺寸之间相差非常之大,因此,对缝隙流动进行数值模拟非常困难。通过求解可压缩Navier—Stokes方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的计算流体力学(CFD)软件。利用该软件得到的
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