高超音速弹箭半圆球头部气动热流率耦合计算方法

"弹箭半圆球头部气动热流率工程与数值耦合计算方法的研究(II) - 张敏，张钧波，刘少培 - 南京理工大学动力工程学院" 本文主要探讨了弹箭在高超音速飞行过程中所面临的气动热流率问题，特别是针对半圆球头部的热通量计算。研究采用了工程算法与数值计算相结合的方法，以解决定常稳态边界层为层流状态下的热流率计算。在这一过程中，作者们应用了费-里德尔（Fay-Riddle）热流率近似计算方法，该方法可以用来确定外部边界条件与弹箭内部条件的耦合，从而更好地理解高超音速飞行中的热交换情况。 研究的焦点在于马赫数3-8范围内的弹箭，这个速度区间对应着极高的空气动力学挑战。在这个速度下，弹箭表面会经历显著的温度升高，主要是由于外部的弓形激波导致的压缩效应。弹箭的头部存在一个复杂的流场结构，包括正激波、弯角激波以及边界层的转变，这些都对热流率有着直接影响。 在分析中，研究者通过数值模拟来考察弹箭在无热防护状态下的头部温度场分布。他们利用李斯（Lees）的工程近似计算方法，通过驻点热通量与曲率半径的关系，进一步耦合计算半圆球头部的对流和辐射热通量。这种耦合计算作为第三类线性化边界条件，用于数值模拟弹头内部的温度场，从而揭示弹箭在高超音速飞行时的气动热特性。 此外，研究指出在飞行器的流场中，热传递主要通过热传导、对流和热辐射三种方式。通过对这些传热方式的综合考虑，可以更全面地评估弹箭的热环境和热防护需求。这种方法对于理解和优化弹箭在高超音速飞行中的热管理策略至关重要，为弹箭的设计和热防护研究提供了重要的理论基础和计算工具。 这项研究通过结合工程算法和数值模拟，深入研究了弹箭在高超音速环境下半圆球头部的气动热特性，其结果对于改进弹箭的热防护设计具有重要意义，也为未来类似高速飞行器的热管理研究提供了理论支持和实践指导。