气动加热的数值仿真及其地面试验模拟技术.pdf

气动加热仿真与相关试验研究是高超声速飞行器发展中的重要内容 对超声速气动加热现象中的边界层流动和传热过程进行分析 从物理角度探讨了气动加热仿真方法中工程模型、气体模型、湍流模型和网格尺度 以及计算格式和边界条件对仿真的影响 介绍了气动加热研究常用的氧 乙炔火焰烧蚀、辐射加热器、高焓风洞等试验设备及其优缺点 讨论了气动加热环境地面模拟试验中的相似参数 并分析了冷壁热流过高的原因关键词:气动加热 数值仿真 地面试验 试验设备 相似参数 中图分类号:文献标识码:文章编号:():./.引 言飞行器在大气层内做超声速或高超声速飞行时 由于飞行器与环境气体之间存在巨大动能差以及气体黏性的作用 环境气体会对飞行器表面产生剧烈的加热作用这种现象称为气动加热近几十年来 对高超声速气动加热的研究非常多包括流场的数值仿真、流场与结构的耦合仿真、热防护材料的烧蚀、以及试验模拟等 为了使同行能够从浩如烟海的文献中快速找到关键问题并理清研究思路本文将高超声速气动加热的数值仿真和地面模拟试验研究进行归纳总结 希望能够引起同行更加深入的思考 超声速飞行时的气动加热现象从本质上看 超声速飞行器的气动加热问题其实是飞行器和大气之间的能量交换问题 图 以高超声速飞行的弹头为例进行说明从固定在弹体上的坐标系来观察 气流以超声速冲击弹体 首先形成脱体激波 因为气流经过激波时有能量耗散(非等熵流动)且激波强度越高耗散越剧烈 所以气流的动能经过激波后会衰减 气流经过激波后状态发生变化 如温度、密度、压强升高 速度降低 改变状态后的气流在弹体表面形成边界层流动 且边界层厚度不断变化 在边界层内 气体黏性形成的摩擦作用使气体温度进一步升高 最终在黏性底层以导热的形式将能量传递给壁面 形成壁面热流图 钝体前缘附近的气动加热示意图.当来流速度足够高、使得激波后的气体温度升高到一定程度时 气体分子本身的振动能被激发 气体就会发生电离反应 由分子状态变成离子状态 进而引起物理性质的变化和激波位置的改变 从而影响最终的气动加热效果而对于复杂几何外形的飞行器 飞行器局部部件引起的激波可能会与飞行器其他部位发生交汇 激波之间或者激波对边界层等局部流动产生干扰 进而影响这些部位的换热而且 高超声速飞行器在其所处的飞行环境下 边界层内也会出现边界转捩现象 边界层转捩通常是指边收稿日期:作者简介:孙得川()男 河北容城人 教授 年第 卷第 期 年 月 航空兵器 .界层内流动由层流状态发展为湍流状态的过程 在转捩起始点处飞行器表面热流密度会有一个陡升 造成气动加热加剧 致使对转捩区域内气动加热更难以预测根据气动加热的物理过程可知 要准确得到最终施加给壁面的热流 就需要准确描述气流经历的各个环节 等详细描述了 兰利研究中心对再入飞行器 进行气动热评估和热防护系统选型的过程 指出确定气动热环境的典型方法是首先确定飞行弹道 然后针对飞行弹道中的关键状态进行气动热环境评估 而气动热环境的评估则是从简单的热分析方法(工程方法)到逐渐复杂的(计算流体力学)方法 随着设计过程的深入 的方法也更加细致 同时还需要进行关键热环境状态的风洞试验验证 尽管这篇文献较早 但是其详细阐述了气动热防护系统研究的各个环节 研究路径基本相同无论超声速远场的流动结构如何 气动加热终究是发生在壁面 图 示意了壁面边界层内的气流速度分布和温度幅值的变化情况 其中 是假定壁面温度恒为(常取值 )的状态 对应的热流称为冷壁热流 而 是指壁面温度在持续加热条件下的状态对应的热流称为热壁热流 从局部传热的角度看 气体传向壁面的热流 可用傅里叶导热定律来表示:()()式中:是指壁面处的法向温度梯度()是壁面处气体的导热系数(即温度的函数)可见 壁面受热后 会一直升高 对应的热壁热流不断减小 若流场保持稳定 则 最终会达到稳定值 但是 即使 达到稳定值 也与表面材料相关 受结构材料导热系数的影响 即不同的材料在相同的来流条件下会达到不同的平衡温度 因此 为了便于评估不同飞行条件下的气动热 通常采用冷壁热流作为衡量参数 其排除了材料的影响 并且在计算时不必考虑流场和结构之间的耦合图 边界层内的速度和温度分布示意图.气动加热的数值仿真从仿真的角度看 气动热问题的求解就是如何准确地给出壁面处的温度梯度(见图)因为其中既涉及到流动问题 也涉及到高温气体参数和壁面传热的问题所以物理模型方面就包括流动控制方程、气体模型(含化学反应模型)、湍流模型及壁面网格等问题 而数学方法则需要关注高精度、低数值耗散计算格式 以及边界精度问题和化学反应求解的效率问题.工程模型因为气动热的起因就是气体的黏性 所以在气动热的数值模拟中应采用黏性流体的 方程组 但即使在计算技术得到了很好发展的今天 求解整个飞行器的黏性绕流仍然是很艰巨的任务 因此 在早期的气动热问题求解 以及目前复杂外形飞行器的气动热问题求解过程中 采用纯工程算法、或者求解无黏流动(方程组)并结合附面层理论或工程方法求解壁面热流 仍然是一种非常实用的方法纯工程算法实际上是对边界层内参数求解的一种最简单的等效方法 因为不同外形的结构所对应的边界层不同 所以纯工程算法一般是把复杂的飞行器外形分成球体、锥体、后掠圆柱体和楔形体等部分 分别利用这几种形体各自经过试验验证的表面热流公式进行计算 例如 驻点热流的工程计算方法通常采用的 公式 是对驻点区域的高温气体边界层方程进行简化得到的 适用于计算来流总焓在 /、壁温在 之间的驻点热流 公式如下:.(.)()()式中:为普朗特数 为路易斯数 和 分别为壁面以及驻点的密度和粘性系数 分别为离解焓、驻点焓以及壁面焓 这些工程算法经过试验的检验 具有较高的精度但是对于较复杂的飞行器外形、或者某些较难近似的飞行姿态 纯工程算法针对某些部位的气动热计算偏差就会变大 因为毕竟这些算法是针对特定部位和飞行姿态下的边界层而提出的 因而 当气动热不涉及到激波/边界层干扰或缝隙流动等黏性起主要作用的问题时采用求解无黏流动 边界层分析(或工程算法)的方式是较好的选择 既可以满足精度的要求 又可以在一定程度上满足快速性的要求这方面的较早研究可参考 的论文 其思路是先利用无黏流动计算获得边界层外缘的参数 再利用这些外缘参数来分析边界层流动 并计算出边界层的位移厚度 然后考虑位移厚度对飞行器外形的影响 再根据修正的外形重新进行边界层外缘参数计算 最终用这些参数进行边界层内的传热分析 获得较为准确的当地壁面热流 图 给出了一个比较的算例 其中 是工程算法的软件 可见 通过无黏流动计算边界层外的参数再结合边界层分析壁面热流 可以得到更符合试验数据的结果在缺乏可靠的计算资源(包括硬件和软件)时 这种无黏流计算 边界层分析的方法非常具有实用价值 因此得到了充分的发展和应用 例如文献所描述的航空兵器 年第 卷第 期 程序将该方法与二维结构传热模型相耦合(见图)可以分析飞行器表面材料在整个飞行过程中的受热以及温度变化 并可获得足够的精度图 文献计算的 球锥体轴向热流.图 的流程图.气体模型由图 和式()可知 准确计算气动热的前提就是准确计算壁面法向的温度分布曲线 当然也包括边界层外的温度 而在气体流动中 影响温度的参数是比热容描述比热容的模型就是气体模型 故气体模型在气动热计算中特别重要 中常用的气体模型有量热完全气体模型(比热容为常数)、单一组分或多组分热完全气体模型(其中某一组分的定压比热是温度 的函数 且 为气体常数)其中热完全气体模型的函数系数是由试验和理论确定的 比较符合实际情况 而量热完全气体模型的定比热容假设只适用于温度变化不大的情况 用该模型计算气动热的偏差可高达 另外 定压比热的变化对边界层内速度的影响相对较小 而对温度(平均温度、温度波动)的影响非常明显 因此在气动热计算中不应再使用量热完全气体模型 文献通过数值计算验证了热完全气体模型的有效性 指出采用热完全气体模型可以提高高温、高速流动状态下气动加热的计算精度 当气流总温不太高时(如低于 )可以采用单一组分的热完全气体模型 但是 当飞行器的速度足够高 以致于激波后气体温度升高导致激发了气体分子的振动能、并使气体发生电离后 就应该采用考虑电离反应或化学非平衡过程的多组分热完全气体模型 与(单一组分的)热完全气体模型相比 考虑高温空气的化学非平衡特性以后 一个最明显的特征就是仿真得到的脱体激波更靠近钝体 而且波后气体的计算温度会更低一些 这是因为气体的电离反应是吸能过程电离反应后气体组分的增加 使得混合气体的平均分子量降低、比热容增大、比热比减小 这必然会导致混合气体的温度更低一些 从气动热计算的角度考虑 尽管激波位置更接近壁面 但是电离使混合气体温度降低 这必然会使壁面热流减小 图 给出了文献的计算结果 从数值模拟的角度给出了例证图 球锥体轴向热流.湍流模型与网格尺度因为湍流模型对流动的影响主要体现在壁面边界层内以及旋涡运动过程中 而气动加热的理化过程是发生在边界层内 所以湍流模型的选择对于气动加热仿真来说尤其重要 只有当仿真所采用的湍流模型能够准确反映边界层内的流体参数变化时 才能保证壁面热流计算的准确度 文献关于不同边界层壁面(第一层)网格厚度条件下 剪应力传输()湍流模型对气动加热计算结果的影响 也恰恰说明这一点 另外 不仅湍流模型本身对边界层壁面网格厚度有要求 而且壁面传热过程也对网格厚度有要求 所以需将湍流模型和壁面网格厚度一起讨论孙得川 等:气动加热的数值仿真及其地面试验模拟技术从图 可以看到 在气动加热的情况下 边界层内的温度曲线比速度轮廓线要复杂 速度轮廓通常是单调变化的 无论是层流状态还是湍流状态均是如此 但是温度曲线则不同 这是因为黏性作用(无论是分子黏性亦或是湍流脉动)使得气体的动能转化为内能 故边界层内的气体温度在靠近壁面时 必然逐渐升高到大于壁面温度 再通过导热将热量传递给壁面 显然 当假设壁面温度 (如 )即不考虑与结构的热耦合而只计算冷壁热流时 壁面处的温度梯度更大 对于数值计算而言 参数梯度越大 达到精度所需的网格尺度越小 这就是很多关于气动热计算对壁面网格的尺度有要求的根本原因 从这个角度来说 如果不考虑耦合计算的复杂度 那么计算冷壁热流比计算热壁热流还要困难(需要更小的壁面网格和更小的时间步长 或更长的收敛时间)关于气动热计算的网格尺度研究表明 壁面第一层网格应落在线性(层流)层内 另外 与压强(以声速)传播的过程相比 传热过程本身就是慢过程 所以气动热的收敛比气动力的收敛慢得多 在气动热计算中 应直接观察热流数据的收敛 以确保得到真正的收敛解文献从工程应用的角度对气动热计算中 种不同湍流模型的网格尺度进行了对比分析 指出壁面网格的 应处于所选湍流模型要求值范围的/左右 才能保证计算结果的准确性 但是该分析缺乏理论依据 不具普适性在时均化的湍流模型中 各种不同的模型实际上都是求解湍流黏性系数 即将湍流的脉动耗散类比为黏性作用 而在能量方程中 通常认为湍流普朗特数(湍流导热系数 与湍流黏性系数 之比)为常数:.()这种将 视为常数的假设对湍流传热来讲不尽准确 为此 文献 对比分析了采用直接数值模拟()方法和 湍流模型的气动热计算结果 发现产生差别的原因就是假设 为常数 在该文献中还给出了一种关于 的修正方法 其与 相关 将其应用于 湍流模型可以较好地预测壁面处的热参数上述研究具有一定的代表性 表明在气动热流场的仿真中 选择何种湍流模型并不决定计算的准确度 而起主要作用的是壁面网格尺寸和湍流导热系数 这与式()是相对应的 但是壁面网格的 太小会显著延长收敛时间 不适于工程应用 而文献 介绍了一种考虑了传热和压缩性的壁面函数边界条件 在气动热计算时应用这种壁面函数方法可以将壁面网格的尺度放宽 甚至 达到 以上时仍可以得到比较准确的结果 因此认为 这种方法更具有发展潜力.计算格式与边界精度气动加热的数值模拟主要包括两个方面的问题:一是大尺度的宏观流场结构的模拟 二是边界层内的流动模拟 这两方面问题对仿真方法的要求其实是不同的在超声速流动中 宏观流场结构主要是激波 是典型的可压缩流动问题 需要计算格式具有精确捕捉激波的能力 而边界层内的流动接近于不可压缩 且需要计算格式具有尽可能小的数值耗散以避免影响真实黏性的作用 现实的情况是 很多计算格式为了避免激波附近的数值振荡而添加了人工黏性 这势必会对边界层求解造成不利的影响 因此 气动热求解对数值方法提出了更高的要求 即数值格式不仅具有捕捉激波的能力 还具有较高的精度和小的数值耗散 文献通过数值试验指出 气动热计算中无黏项格式应具有激波稳定性/鲁棒性、总焓守恒性、可求解边界层等特性 也说明了这一点近年来高阶计算格式的应用越来越广 包括三阶 格式、四阶 格式 以及五阶 格式等 文献研究了这几种计算格式精度对壁面热流计算的影响 表明格式精度越高 计算结果准确性越好 但所需的网格雷诺数更小 因此认为 二阶精度的计算格式对于气动热计算是足够的 气动热计算准确的关键在于壁面边界处理的精度 因为对于数值计算而言 由于边界处理比较困难 所以高阶格式往往在边界处进行降阶处理 甚至不能真正达到二阶精度 因此提高边界条件的处理精度 使之达到全场二阶精度对于气动热计算更合适 文献对气动热计算格式的研究进行总结 指出还没有一种格式能够较好地解决气动热的计算精度与网格依赖性问题 而三阶或三阶以上的高阶格式在边界处需要较多的网格 边界格式处理较为困难 且复杂流动的鲁棒性不如二阶格式文献对边界的计算格式进行了归纳总结 指出反射或对称技术在曲边界问题中计算精度较差 而且现有的修正方法缺乏普适性 不能保证边界精度达到二阶文献针对非结构网格有限体积法提出了一种边界隐式的约束重构方法 在保证边界值中的约束变量严格满足边界条件的同时 又避免了非约束变量被过度指定边界条件 并且维持了近边界区域流动的各向异性特征 边界隐式方法保证了不低于一阶精度的边界单元梯度和不低于二阶精度的边界重构值 进而实现了全场一致的空间二阶精度 文献中对流 扩散方程的制造解算例表明这种方法也适合于气动热求解文献对流体 热 结构耦合的计算格式进行了系统性研究 指出在气动加热计算中加入弹性变形会导致热流不均匀 且现有对气动加热和弹性变形的耦合计算时间长 计算精度不够 针对上述问题该文建立了一种弹性变形与气动加热之间双向耦合的综合气动热弹性模型 采用分步方法求解气动热弹性问题 在每步计算中通过二阶外推法和二阶内插法保证具有二阶时间精度 实现了全局的二阶时间精度 结合结构的弹性变形对气动加热进行计算能够提高求解的准确性 气动热地面试验在气动热研究中 地面试验不仅是建立工程模型的基础 也是验证流场结构、壁面热流分布及热防护材料航空兵器 年第 卷第 期性能的必备手段 本文不讨论具体的热流测量技术 而重点关注试验设备的适用性和模拟参数的相似性问题.地面试验设施从热防护材料研究或性能考核的角度考虑 模拟气动热的试验方法或设施主要有氧 乙炔烧蚀试验/等离子烧蚀试验、辐射加热装置、高焓风洞等氧 乙炔烧蚀试验/等离子烧蚀试验方法可参考 将氧 乙炔预混火焰或等离子火焰垂直吹向被测材料表面 其峰值温度可达 以上冷壁热流可达 /图 显示了氧 乙炔火焰从左向右吹向试件的情况(下边界为轴线)可见这种方式的热流分布很不均匀热流密度从火焰中心沿半径方向迅速降低 这使得试件的表面会烧蚀成圆坑状 正因为如此 这种测试方法一般只适用于考核驻点部位的材料 但这种方法操作简单快捷、核心热流高 所以在烧蚀材料考核中经常使用图 试件表面上的氧 乙炔火焰温度和冷壁热流.另一种广泛应用的模拟表面热流的方法是热辐射法 这种方法采用高加热率的辐射加热设备 如太阳炉、电弧灯、石英灯或石墨加热元件等 在试验时近距离铺设在被测试件表面附近 主要用于对大面积结构件进行加热 文献列举了美国、德国、俄罗斯等国家的该类设备 其中电弧灯的加热功率最大 可达 /太阳炉和石墨加热元件的加热功率可达 /以上而石英灯的最大加热功率一般在./这种用电能加热的设备形式较为简单 可以把试验对象的温度加热到 并且可制作成较大的辐射面积(例如 的热噪声疲劳试验装置中试件尺寸达.)因而常用于大型结构件的热冲击或热载荷试验 此外 还有一种采用激光辐照的加热装置 可以实现小尺寸试验件的烧蚀试验(见图 氮气用于吹除烧蚀产物并防止材料氧化)但是 热辐射方法的缺点也很明显 即因为没有表面气流的作用 所以不能模拟材料受到气动剪切力的情况在气动热研究中应用最广的就是高焓风洞 其与一般风洞的区别就是来流的总焓(或总温)高 是高马赫数飞行器热防护研究的主要设施 因为有高速气流 所以高焓风洞可以模拟气动热和气动力同时作用 其主要类型有激波风洞、蓄热式风洞、燃气式风洞、电弧风洞等图 激光烧蚀后的试验件.其中 激波风洞(其结构见图)产生高焓气体的部件就是激波管 与常规激波管不同的是 其首先是通过点燃可燃混合气体在驱动段形成高温高压气体 高压气体击破膜片后在从动段形成正激波 使波后的温度进一步提高 达到高焓的目的 此后高焓气体再通过喷管加速形成高速气流 进入试验段 因为激波后形成的高温气体有限 所以激波风洞的工作时间很短 一般为几十毫秒 例如中国的 大型激波风洞的马赫数范围是 有效时间最长至 已经是世界上主要的大型激波风洞 由于激波风洞是采用燃烧和正激波的叠加作用来加热气体 所以来流气体能达到很高的焓值可以模拟较高的马赫数 因此 激波风洞主要用于解决高马赫数飞行时的尺度效应、雷诺数效应等问题 如飞行器再入大气层的研究 因工作时间短 所以在进行气动热研究时 一般只能测量冷壁热流 并不能用于热防护材料的考核和研究图 长时间激波风洞结构图.其他形式的高焓风洞一般达不到激波风洞的焓值但工作时间较长 常用于高超声速飞行器热防护系统的研究 蓄热式风洞采用蓄热式加热器 以小功率长时间加热方式使贮气罐中的气体达到高温 其中蓄热式加热器常采用电预热形式 主要由预热元件、蓄热元件、隔热层、承压外壳等组成 高压气流通过加热器 利用强迫对流换热 使气流迅速加热到要求的温度 蓄热式风洞的优点是可以提供高温的纯净空气 这对于超燃冲压发动机的研究是有利的 因为纯净空气不影响发动机内的燃烧过程 例如 格林研究中心的 是一个下吹式自由射流风洞 能够模拟马赫数 的真实飞行状态 其采用一个 功率的石墨蓄热加热器来加热空气 蓄热式加热器最初为卵石床 后改造为空心砖型 蓄热式风洞的最高气体温度受蓄热材料的限制孙得川 等:气动加热的数值仿真及其地面试验模拟技术采用高纯氧化铝材料时最高温度可达 若采用氧化锆材料则理论最高温度可达 燃气式风洞是采用燃料和氧化剂燃烧形成高温高压燃气 其工作原理和燃烧室都类似于液体火箭发动机只是喷管为风洞用喷管 这种风洞的最高气体温度是推进剂在给定混合比下的理论燃烧温度 最高可达 左右 由于温度由燃烧产生 所以其分布受到喷注单元空间分布的影响 在试验段的总温存在一定的不均匀度电弧风洞采用大功率等离子电弧加热器对来流空气进行加热 使之达到高温 是国内外进行热防护系统研究的基本设备 图 是 电弧风洞示意图 主要由叠片电弧加热器、喷管、试验段、冷却器和真空系统组成 因为电弧风洞的能力主要由加热器的功率决定所以为了尽可能对真实尺寸的部件进行气动加热考核研究人员一直在努力提升电弧加热器的功率 以期扩大流量、增大试验段尺寸 例如 叠片电弧加热器功率达 配备的半椭圆喷管最大出口尺寸为 意大利 叠片加热器功率达 锥形喷管最大出口直径达 图 电弧风洞设备示意图.综上可知 这些气动热试验设备的建造和使用成本是依次增大的 而且根本不在一个量级上 所以对于热防护材料的研究 应选择恰当的设备作为考核依据 表归纳了上述试验方法的适用范围以及优缺点.热防护材料模拟试验中的相似方法对于热防护材料研究 不仅要选择恰当的试验设备还必须考虑准确的相似参数 因为冷壁热流与被测材料无关而只与来流参数相关 所以冷壁热流一直是衡量不同飞行条件下气动热效应的首要参数 也是地面模拟试验中需要保证一致的参数 但是 这个原则做起来很难原因就在于难以准确测量甚至无法测量大的冷壁热流值 所以在风洞试验中 常常采用恢复焓值与来流一致作为地面试验的模拟条件 同时 因为风洞试验常采用缩比试件以及高温非平衡流的存在 在高焓风洞试验中还要保证双尺度参数 一致 文献利用钝体标准模型对比了风洞试验和飞行试验之间的参数差别 文献对此进行了复现 研究发现 对于缩比试验件 如果保证双尺度参数 一致则试验测得的冷壁热流会比飞行试验高 如图()所示 当把试验测量值除以密度比(试验中的气体密度/飞行时的气体密度 )后 试验热流值与飞行热流值接近 在驻点附近的偏差很小 在锥段偏差逐渐增大 如图()所示 这说明在研究热流为主的热效应时 应以密度作为相似参数 如果试验中气体密度高于飞行状态那么试验热流就会过高表 各种试验方法或装置的对比 设备类别用途及适用范围优缺点氧 乙炔烧蚀等离子烧蚀考核驻点区域材料的抗烧蚀特性 适用于小尺寸试件 表面温度约 简单快捷、核心热流高火焰束窄 热流分布不均匀热辐射法考核大面积防热结构件的抗烧蚀特性或力学性能 适用于大型构 件 表 面 温 度 约 设备形式简单、可形成较大的辐射面积 没有表面气动力的作用高焓风洞激波风洞研究高马赫数飞行条件对飞行器的整体作用 适用于飞行器缩比试验 马赫数 可以模拟高空、超高马赫数的飞行条件 工作时间短(量级)蓄热式风洞为超燃冲压发动机提供来流 适用于亚燃或超燃发动机燃烧研究可提供高总温的纯净空气总温一般小于 工作时间受贮气罐容积限制燃气风洞研究高超声速条件下飞行器或结构件的气动热/力特性 适用于马赫数 可以提供具有较高总温的连续气流 气流总温存在一定的不均匀度 一般小于 组分与空气差异较大电弧风洞研究高超声速飞行器热防护系统 适用马赫数 覆盖了绝大多数飞行条件 试验成本昂贵从定性分析上也可以得到相同的结论 因为近壁处的冷壁热流 符合对流换热公式:()()式中:为对流换热系数 为边界层外的恢复温度 为冷壁面温度当试验中的恢复焓与飞行状态相同时 恢复温度也与飞行状态相同 这时冷壁热流就取决于对流换热系数由于 与气流密度相关 在对流速度接近的条件下 密度越大 越大 从而冷壁热流也就越大非常遗憾的是 在实际利用高焓风洞做热防护材料试验时 一般只保证来流的恢复焓一致 而不太考虑密度的一致性 这主要是为了控制试验成本的原因 因为每一个飞行状态的大气密度都不同 如果要保证密度一致 就需要为每一个试验工况专门设计加工风洞喷管使高温高压的气流恰好膨胀到指定的密度 如此高的试验成本是一般考核试验所不能承受的 因此多数情况下试验段的气流速度低于飞行状态、而密度和压强都高于飞行状态 这就导致试验状态下的热流高于飞行状态密度或压强比值越大 热流偏差也就越大航空兵器 年第 卷第 期图 时的热流分布.针对上述情况 当不能保证密度一致性时 就应该考虑改变试验中来流的焓值 文献 提出了修正试验焓值的方法 可以在较低的来流焓和速度下模拟高空高马赫数来流条件 结 束 语在本文中 只是对气动加热数值仿真和地面试验模拟方法进行了归纳和分析 从传热的原理出发对仿真和试验方法提出了一些建议 在数值仿真研究方面 进一步发展无黏流 工程模型来预示全弹道的气动热可能更符合工程应用 在粗网格下构建适用性更强的壁面函数可以在保证仿真精度的前提下减小计算量和收敛时间提高壁面边界条件的精度是进一步提高仿真准确度的有效途径 在热防护材料的试验研究方面 仅保证焓值一致会引起过高的热流 试验中气体密度高是引起偏差的主要原因 为了达到天地一致的加热效果 应降低试验的焓值随着高超声速飞行器的发展 对气动加热的研究日趋广泛和深入 本文中的讨论难免有局限性 期望这些讨论对同行有所裨益和启发参考文献:赵雄飞 吴国东 王志军 等.超高速弹丸气动热的数值模拟.弹箭与制导学报 ():.():.().():.():.蒲旭阳 刘伟雄 李向东 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