摘要利用数值计算方法对高超声速微型凸起物的气动热环境进行了研究，数值模拟了高超声速飞行物气动加热、结构热的耦合换热、烧蚀变形过程和微型凸起物的气动热环境。主要研究内容如下：
研究了高超声速飞行器在不同马赫数下的气动热环境，对飞行器表面的气动热和结构热进行了耦合计算，利用FLUENT软件的自定义函数UDF，计算飞行器表面的热流密度；模拟了高超声速飞行器头部的气动烧蚀变形过程，使用动网格的方法，对由于烧蚀引起的变形区域，进行局部网格重画，采用熔化烧蚀模型，并以WO3的熔点作为烧蚀标准；在飞行器头部增加了不同形状的微型凸起物，研究了微型凸起物周围的气动热环境。
关键词 高超音速 微型凸起物 气动加热 耦合换热 烧蚀
毕业设计说明书（论文）外文摘要
Title Study on Aerothermodynamic Performance for Hypersonic Mini- Protuberance
Abstract
With numerical computation methodology, the aerothermodynamic performance of hypersonic mini- protuberance is studied. The aeroheating of hypersonic aerocraft, coupled heat transfer of aeroheating and structural heat, the process of ablation and the areothermal condition of mini- protuberance are numerical simulated. The following contents are obtained.
The areothermal conditions of hypersonic aerocraft in different mach number are researched. Aeroheating and structural heat of the aerocraft is coupled calculated. With the User-Defined Function of Fluent, the heatflux of aerocraft’s surface are calculated. The deformation process of hypersonic aerocraft’s head is simulated. Dynamic mesh method is applied to solve mesh distortion resulting from the aerodynamic ablation of the aerocraft. In the computation, melting ablation model is used, and the melting point of WO3 is considered as the ablation rules. Mini-Protuberances in different shape are appended on the head of aerocraft. The aerothermodynamic performance of hypersonic aerocraft’s mini- protuberance is studied.
Keywords Hypersonic Mini-Protuberance Aeroheating Coupling Heat
Aerodynamic Ablation
目 次
1 绪论 1
1.1 本课题的研究背景 1
1.2 本文主要研究工作 4
2 高超声速气动加热基本原理及数值计算方法 5
2.1 气动加热基本原理 5
2.2 数值计算方法 5
2.3 FLUENT及UDF简介 9
3 高超声速微型凸起物热特性研究 12
3.1 高超声速弹丸气动加热研究 12
3.2 气动加热与结构传热耦合 17
3.3 高超声速弹丸烧蚀研究 18
3.4 高超声速平板微型凸起物热特性 24
3.5 高超声速弹丸表面微型凸起物热特性研究 26
结 论 30
致 谢 32
参 考 文 献 33
1 绪论
1.1 本课题的研究背景
1.2 本文主要研究工作
本文的研究是针对高超声速飞行器表面微型凸起物的，目的是利用数值模拟方法精确确定微型凸起物气动热环境，为高超声速飞行器局部热防护提供精确的流场特性、热环境特性和选材设计时的温度特性。本文所做的主要工作如下： 微型凸起物高超声速气动热特性研究+文献综述:http://www.751com.cn/wuli/lunwen_2940.html