高超聲速飛行器邊界層外緣參數仿真分析*

孟竹喧，胡　凡,2，彭　科，張為華,2

(1.國防科技大學 航天科學與工程學院， 湖南 長沙　410073；2.高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室， 湖南 長沙　410073)

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高超聲速飛行器邊界層外緣參數仿真分析*

孟竹喧1，胡凡1,2，彭科1，張為華1,2

(1.國防科技大學 航天科學與工程學院， 湖南 長沙410073；2.高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室， 湖南 長沙410073)

摘要：以高超聲速飛行器為研究對象，構建快速準確計算高超聲速飛行器無黏邊界層外緣參數的計算方法。擬合空氣比熱、比熱比隨溫度變化曲線，建立空氣屬性溫度劃分準則。基于不同空氣屬性建立高超聲速飛行器邊界層外緣參數工程與數值計算模型，采用鈍雙錐模型，對比分析工程估算、無黏數值及有黏數值計算方法的計算結果。結果表明，0°攻角狀態下，基于無黏流場的數值計算與工程估算和有黏數值計算的壓強最大差值分別為1.19%和2.39%；10°攻角狀態下，最大差值分別為5%和50%；從而證明所提出的無黏數值計算方法明顯優于工程計算方法，為進一步快速準確計算高超聲速飛行器氣動熱環境奠定了重要基礎。

關鍵詞：高超聲速飛行器；比熱/比熱比；空氣屬性；無黏流場仿真；邊界層外緣參數

高超聲速飛行器氣動加熱物理過程本質為邊界層內的復雜傳熱傳質過程，確定邊界層外緣參數是實現高超聲速飛行器氣動熱環境快速、準確計算的重要基礎。根據普朗特邊界層理論，大雷諾數條件下流場邊界層很薄，邊界層外的流場參數與飛行器無黏外流場參數基本一致，目前發展了兩類邊界層外緣參數計算方法，一是基于牛頓理論的工程計算方法，二是基于無黏假設的流場數值模擬方法，前者的計算效率優于后者，后者的計算精度則更高。……