高超声速飞行器横向缝隙内部涡旋结构及热环境数值模拟研究

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2、中心硏究生部二零一五年六月NumericalInvestigationforVortexesandAerodynamicHeatingEnvironmentinTransverseGapsonHypersonicVehicleByQIU,BoAThesisSubmittedtotheGraduateFacultyofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenterfortheDegreeofMasterinFluidMechanicsAcademicAdvisorsGUI,Y

3、eweiGUO,YijunZONG,WengangChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenterGraduateSchoolJune2015硕士学位论文高超声速飞行器缝隙内部涡旋结构及热环境数值模拟研究摘要航天飞机和X-37B等长时间再入式高超声速飞行器在飞行过程中需要克服严重的气动加热，为容纳由此引起的结构间热膨胀，防热瓦之间必须预留一定的缝隙。另外，为了能够顺利完成变舵偏、部件弹出等飞行动作，缝隙的存在同样不可避免。缝隙的存在将导致飞行器表面局部流场结构及传热特性发生较大变化，

4、缝隙入口处由于边界层分离与再附将产生局部高热流区；在某些工况下缝隙入口处会产生激波；缝隙内会卷起涡旋结构等。涡旋结构将大量热量卷入缝隙中，使得对流传热明显增强，加之缝隙极其狭小，辐射散热效应受阻，缝隙内壁极易产生较高的壁温，进而引起较为严重的局部烧蚀。因此，认识高超声速飞行器缝隙内的流场结构，研究来流参数、几何参数等对缝内涡旋结构及壁面热流分布的影响极为重要。世界各航天大国均对缝隙流动进行了研究，如美国在研制航天飞机时，曾投入了巨大的人力物力进行防热瓦缝隙热环境和热结构试验。但受限于数值计算技术的发展，早期主要依靠地面试验进

5、行研究，成本较高，周期较长。本文针对这一问题，利用自主研发的CFD软件，对高超声速飞行器缝隙流动进行了较为精细的数值模拟研究。首先重点阐述了在缝隙流动机理分析、试验测量以及数值模拟方面取得的成果及存在的不足。针对这些不足和缝隙流动的特点，在vanLeer通量分裂的基础上引入了焓守恒修正，很好地改善了vanLeer通量分裂方法在边界层、剪切层中耗散过大的问题，有效提高了缝隙中的流场分辨率。在此基础之上分别从涡旋结构和壁面热流两个方面对本文的计算方法进行了有效性验证，并发现合理捕捉旋涡结构对于缝隙壁面热流的准确模拟具有重要意义。

6、接着对缝隙流动机理进行了分析。针对平板模型上的无限长缝隙，从涡量的角度出发，分析了缝隙内涡旋结构的形成、发展及耗散过程，并得出缝内的黏性耗散作用对缝隙流动的研究至关重要。结合机理分析，研究了来流参数、几何参数对缝隙流动的影响。给出了缝内涡旋结构及壁面热流随来流雷诺数、马赫数、迎角、缝隙深宽比及缝隙倒圆半径的变化规律，得出了缝内主涡个数是否满足与缝隙深宽比大致成正比的一个判别准则，其结论可为防热设计提供参考。最后对全文的研究工作及得到的相关结论进行了归纳总结，并对论文中存在的不足和下一步的研究方向进行了简要阐述。关键词：高超声

7、速；缝隙；数值模拟；旋涡；热流分布iAbstractAbstractHypersonicreentryvehicles,suchasspaceshuttleandX-37B,aresubjectedtosevereaerothermalenvironmentwhiletheymaneuvertoreentrytheearth`satmosphere.Inordertoaccommodatethethermalexpansion,gapsarereservedbetweenTPStiles.Besides,thegapsare

8、alsonecessaryforsomeflightmaneuverslikeanglechangingofrudderreflectionandaircraftpartspoping-out.Withtheexistenceofgaps,aircraftsurfaceflowcondit