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题目：
雅宝题库答案：
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雅宝题库解析：
再入飞行器在穿过稠密大气层返回地面的过程中，会经受强烈的高温环境和气动加热。热结构和热防护系统对飞行器的安全性以及可重复使用性有着重要的影响。而这一系统的设计离不开对飞行器表面气动热载荷和固体结构内温度的准确预测。受当前实验技术的限制，地面试验设备还无法准确模拟所有的真实飞行条件，采用数值模拟方法研究高速飞行器的气动加热题目成为目前重要的研究手段。 本论文首先给出了高超声速飞行器再入流场和固体结构温度场的控制方程和数值求解算法。求解流场时，空间格式采用Harten-Yee的TVD格式。对于固体结构温度场控制方程，用中心差分方法离散。得到的线性方程组均采用LU分解算法求解。 其次，本论文开展了类航天飞机样机（以下简称为样机）的超音速/高超音速绕流流场及气动热参数的数值计算。通过CFD编程和CFD-FASTRAN软件的计算，并且与工程估算相互验证，得到驻点区法向第一层网格的确定原则。根据这一原则，为样机生成了全机多块结构化网格。本文在样机的飞行轨迹上选取了15个典型状态点，利用CFD-FASTRAN流场分析软件对这些状态点上全机的定常超音速/高超音速绕流流场及气动热参数进行了计算，获得了样机的表面热流和辐射平衡温度，并对样机头部驻点、翼前缘、立尾前缘这些气动加热比较严重的部位做了仔细的分析。分析表明，随着与头部弓形激波距离的增加，机身表面的温度和热流从驻点处的最大值迅速降低。在样机迎风面的大部分区域内，机身表面的辐射平衡温度和热流变化不大。由于头部的弓形激波会打到翼前缘，所以在翼前缘上，除了来流作用在其上面产生的激波外，头部弓形激波对当地流场也产生了很大的干扰，激波的叠加使得这一段翼前缘的温度和热流都明显升高。立尾前缘的温度和热流，从其根部到顶端逐渐上升。此外，为了获得样机驻点热流和辐射平衡温度随时间的变化，本文针对样机外形的球头部分，开展了三维非定常流场的数值模拟计算，并将结果与工程估算的结果做了对比。 第三，介绍了流固耦合热传导模型方程的传统耦合迭代求解方法，即在流体区域和固体区域单独求解各自的控制方程，两个区域之间通过流/固交界面交换边界条件，交替计算。本论文应用正则模态分析方法对该方法差分格式的稳定性进行了分析。给出了传统耦合迭代方法中两种常用的耦合迭代方式即松耦合和紧耦合的计算步骤。为了消除由于交替计算所带来的误差，针对辐射平衡温度边界条件，推导出了一种新的耦合迭代方法，即修正温度边界耦合迭代方法。将修正温度边界法应用于绕无限长圆管的气动加热计算中，并将计算结果与实验以及文献做了对比，验证了本文修正算法的正确性。本论文还将这种算法应用于双椭球结构在气动加热流场与固体温度场耦合传热过程的计算和分析。结果表明，固体壁面温度随着加热时间的延长逐渐升高，而流体的驻点热流逐渐下降。但是随着加热时间的继续延长，流体驻点热流上升和固体最高温度下降的趋势逐渐变缓，随着加热时间的延长，固体温度将继续升高，从流体吸收能量的能力进一步减弱，流体驻点热流继续下降，最终二者将达到一种动态的平衡。第四，给出了流固耦合热传导模型方程的统一算法，并对该方法差分格式的稳定性进行了分析。给出了交界面上所满足的间断关系式。针对高超音速飞行器流体-结构耦合传热题目，给出了流体流动的控制方程和热-结构方程，并分别用各自的特征量无量纲化。通过将流动控制方程和热-结构方程写成统一形式，给出了统一方程在计算坐标系下的形式和无粘通量的Jacobi矩阵。本论文还推导了流固交界面所满足的间断关系式。 |
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发表于 2022-9-9 18:48:17
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