多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算

王保国; 李翔

您当前的位置：

首页 >

文章列表页 >

多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算

更新时间：2025-07-09

- 多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算
- Prediction of Hypersonic Vehicle Reentry Flowfields in Multiple Cases
- 西安交通大学学报 2010年44卷第1期页码：71-76
- 作者机构：
  
  北京理工大学宇航学院,北京,100081
- 作者简介：
- 基金信息：
  
  : 2009-07-16. 作者简介: 王保国(1947-),男,教授,博士生导师. 基金项目: 国家自然科学基金资助项目(50376004);教育部高等学校博士学科点专项科研基金资助项目(20030007028)
- DOI：
  中图分类号： V19
- 网络首发：2010-01-10，
  
  纸质出版：2010
- 稿件说明：
移动端阅览
王保国, 李翔. 多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算[J]. 西安交通大学学报, 2010,44(1):71-76.

Prediction of Hypersonic Vehicle Reentry Flowfields in Multiple Cases[J]. 2010, 44(1): 71-76.
王保国, 李翔. 多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算[J]. 西安交通大学学报, 2010,44(1):71-76. DOI：

Prediction of Hypersonic Vehicle Reentry Flowfields in Multiple Cases[J]. 2010, 44(1): 71-76. DOI：

摘要

为了弄清典型高超声速飞行器再入时处于连续区的流场状态

采用多组分、考虑非平衡态气体振动激发与化学反应过程的守恒型Navier-Stokes方程组

并用高分辨率TVD格式进行求解

获得了不同飞行工况下飞行器流场的气动热力学(尤其是壁面热流密度)和热-化学非平衡态特性

数值结果与风洞试验及飞行数据吻合较好.通过对多个工况点下流场状态的分析与对比

给出了高超声速飞行器在整个再入过程中的壁面热流密度值、气动力系数

尤其是计算域内热力学非平衡区的分布特性

这对有效地完成飞行器热防护设计具有积极意义.

Abstract

Several typical hypersonic vehicle flowfields are simulated by using the conservation form of Navier-Stokes equations with multi-species

nonequilibrium molecular thermal excitation and chemical reactions based on the high-resolution TVD scheme. The aerothermodynamic properties(such as convective heat flux)and the thermo-chemical nonequilibrium phenomenon of hypersonic-continuum flowfields are obtained during reentry trajectory

and these results are in good agreement with experiment and flight data. By analyzing and comparing the difference of the hypersonic vehicle reentry flowfields in multiple cases

the predictive results

such as wall heat flux

aerodynamic-force coefficients

particularly the thermal nonequilibrium areas in the computational domain

are achieved to benefit the design of vehicle thermal protection system.

关键词

Keywords

references

王浚,王佩广. 高超声速飞行器一体化防热与热控设计方法[J]. 北京航空航天大学学报,2006,32(10):1129-1134.

WANG Jun, WANG Peiguang. Integrated thermal protection and control design methodology for hypersonic vehicles[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2006, 32(10): 1129-1134.

GHISLAIN T, BURTSCHELL Y, ZEITOUN D E. Numerical prediction of weakly ionized high enthalpy flow in thermochemical nonequilibrium, AIAA Paper 2004-2462 [R]. Reston, VA, USA: AIAA, 2004.

王保国,刘淑艳,黄伟光. 气体动力学[M]. 北京:北京理工大学出版社, 2005: 527-576.

王保国,刘淑艳,姜国义,等. 高超声速化学非平衡流动的数值计算[J]. 气体物理:理论与应用, 2007, 2(2): 150-153.

WANG Baoguo, LIU Shuyan, JIANG Guoyi, et al. Numerical computation of hypersonic chemical non-equilibrium flows [J]. Physics of Gases: Theory and Applications, 2007, 2(2): 150-153.

姜国义. 高超声速飞行器气动加热数值计算及特性分析[D]. 北京:北京理工大学宇航学院, 2006.

PARK C. Nonequilibrium hypersonic aerothermodynamics [M]. New York,USA: Wiley, 1990: 173-189.

PARK C. Assessment of two-temperature kinetic model for ionizing air, AIAA Paper 87-1574 [R]. Reston, VA, USA: AIAA, 1987.

WILKE C R. A viscosity equation for gas mixtures [J]. Journal of Chemical Physics, 1950, 18(4): 517-519.

陶文铨. 传热学[M]. 西安:西北工业大学出版社, 2006: 393-400.

CANDLER G V. On the computation of shock shapes in nonequilibrium hypersonic flows, AIAA Paper 89-0312[R]. Reston, VA, USA: AIAA, 1989.

MICHIKO F, REIJI T, KANAKO Y. Three dimensional calculation of hypersonic flowfield over atmospheric entry body, AIAA Paper 2008-6560 [R]. Reston, VA, USA: AIAA, 2008.

浏览量

下载量

CSCD

文章被引用时，请邮件提醒。

提交

工具集

关联资源

高超声速飞行器干扰补偿与解耦最优反步控制策略

高超声速飞行器的滑模预测控制方法

面向高超声速飞行器的新型复合神经网络预测控制方法

超临界二氧化碳向心透平轮背间隙内风阻损失及流动特性研究

扇贝仿生密封腔室内超临界二氧化碳泄漏流湍动能耗散机理研究