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高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析
被引量：
3
1
作者
孟竹喧
胡凡
+1 位作者
彭科
张为华
《国防科技大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第2期31-36,共6页
以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,...
以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。
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关键词
高超声速飞行器
比热/比热比
空气属性
无黏流场仿真
边界层外缘参数
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职称材料
高超声速助推滑翔飞行器气动热环境仿真分析
被引量：
1
2
作者
孟竹喧
胡凡
+1 位作者
彭科
张为华
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第2期295-300,共6页
以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法...
以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法计算得到迎风面母线热流密度与实验结果相比最大差值分别为1.16%和5.53%;10°攻角状态下最大差值分别为17.3%和53.7%,证明该文气动热计算方法明显优于工程计算方法。对比分析了高超声速助推滑翔飞行器气动热纯数值仿真结果与该文方法的计算结果,热流密度曲线变化趋势一致,且该文方法计算效率明显优于数值方法;并沿弹道进行了气动热仿真分析,为防热结构设计与分析提供了重要依据。
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关键词
高超声速飞行器
气动热环境
流场仿真
边界层外缘参数
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职称材料
题名
高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析
被引量：
3
1
作者
孟竹喧
胡凡
彭科
张为华
机构
国防科技大学航天科学与工程学院
高超声速冲压发动机技术重点实验室
出处
《国防科技大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第2期31-36,共6页
基金
国家自然科学基金资助项目(51406230)
文摘
以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。
关键词
高超声速飞行器
比热/比热比
空气属性
无黏流场仿真
边界层外缘参数
Keywords
hypersonic vehicles
specific heat and specific heat ratio
air attribute
inviscid flow field simulation
outer edge boundary parameters
分类号
V411 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
高超声速助推滑翔飞行器气动热环境仿真分析
被引量：
1
2
作者
孟竹喧
胡凡
彭科
张为华
机构
国防科技大学航天科学与工程学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第2期295-300,共6页
文摘
以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法计算得到迎风面母线热流密度与实验结果相比最大差值分别为1.16%和5.53%;10°攻角状态下最大差值分别为17.3%和53.7%,证明该文气动热计算方法明显优于工程计算方法。对比分析了高超声速助推滑翔飞行器气动热纯数值仿真结果与该文方法的计算结果,热流密度曲线变化趋势一致,且该文方法计算效率明显优于数值方法;并沿弹道进行了气动热仿真分析,为防热结构设计与分析提供了重要依据。
关键词
高超声速飞行器
气动热环境
流场仿真
边界层外缘参数
Keywords
hypersonic vehicles
thermal environment
flow field simulation
outer edge boundary parameters
分类号
V411 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析
孟竹喧
胡凡
彭科
张为华
《国防科技大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016
3
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职称材料
2
高超声速助推滑翔飞行器气动热环境仿真分析
孟竹喧
胡凡
彭科
张为华
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016
1
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职称材料
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