周樹平 陳景昊 張文鋒 嚴毅 彭志永 王雅彬

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2018.06.009

摘要：本文建立了高超聲速飛行器前體的三級折轉結構外形。針對球錐體模型，通過對模型進行有限元離散，并采用pointwise方法劃分了網格;基于CFD/CTD耦合方法，計算了在不同攻角下球錐體的表面溫度以及錐體母線上的最大溫度和最小溫度，顯著提高了計算效率。

關鍵詞：高超聲速;前體;氣動熱;攻角;CFD/CTD

中圖分類號：TJ760;V249.1文獻標識碼：A文章編號：1673-5048（2018）06-0055-05[SQ0]

0引言

飛行器以高超聲速飛行時，由于大氣存在阻力和粘性作用，氣流和飛行器表面邊界層產生強烈摩擦，將氣體的動能變?yōu)闊崃?，造成壁面溫度升高，引起氣動加熱[1];同時高溫熱流不斷向飛行器內部壁面?zhèn)鳠?，造成飛行器內部溫度上升，影響內部元器件和傳感器的性能，嚴重時可能造成飛行任務失敗。

一般來說，當飛行馬赫數小于5時，在選取空氣的熱物理參數時可采用艾克特的參考溫度計算;但是當飛行馬赫數大于5時，空氣的熱物性發(fā)生明顯變化，需用參考焓取代參考溫度進行計算[2]。

當有攻角存在時，在飛行器的迎風表面將產生嚴重的氣動加熱，與零攻角相比，即使流態(tài)一樣，迎風面比背風面的氣動加熱更為嚴重。另外，在迎風面，攻角促使轉捩點前移，這會使迎風面氣動加熱進一步惡化。

對于復雜外型或大攻角情況，工程算法的準確性就無法保證。與工程估算的方法相比，CFD方法的優(yōu)點在于對復雜外形的適應性比較好（尤其是采用非結構網格時），可以考慮多種非理想情況下的干擾，其缺點是一般在計算前要先生成網格，而且要求阻力精確或必須要考慮邊界層時，其計算量過大。

本文采用基于CFD/CTD相結合的方法進行氣動熱的計算。由于這種耦合方法氣動系統(tǒng)的特征時間很小，熱傳導系統(tǒng)的特征時間很大，這樣就可以將瞬態(tài)耦合簡化為準定常耦合，采用較大的時間步長，計算量得以大大減少，從而提高計算效率。

4結論

基于CFD/CTD耦合策略的氣動熱計算方法，由于采用了較大的時間步長，提高了計算效率。通過CFD/CTD仿真可以看出，相同馬赫數和高度時，在不同攻角下駐點的溫度值變化不大。在錐段，最大溫度母線上的溫度值隨著攻角的增大而增大，最小溫度母線上的溫度隨著攻角的增大而減小。也就是隨著攻角的增大，該球錐體表面的溫度變化范圍也增大，飛行器表面的氣動加熱不均勻現象加劇。

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