高超声速二维钝楔激波快速计算方法

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1、万方数据第30卷第4期计算机仿真2013年4月文章编号：1006—9348(2013)04—0029—04___0I．_。口同超声速二维钝楔激波快速计算方法李建林，程兴华，杨涛(国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙4113073)摘要：在飞行器气动外形优化设计问题的研究中，由于激波脱体距离和形状影响类乘波体飞行器表面压力分布和升阻比特性，考虑熵层效应的气动加热分析的必须条件之一。为了建立在高超声速范围内一致适用的工程激波计算方法，针对高超声速二维钝楔外形，采用Maslen发展的求解高超声速无粘激波层的反方法——薄激波层理论对激波

2、以及壁面压力进行了研究。与数值仿真和其它工程方法的比较分析表明，薄激波层理论在激波脱体距离、形状以及壁面压力的预测上均具有较高的精度，且能适用于更大的马赫数范围。同时，薄激波层理论具有很好的计算效率，为优化高超声速乘波体飞行器气动外形设计、参数研究和大熵梯度下的气动加热分析等复杂问题的研究提供了依据。关键词：高超声速；激波；壁面压力；快速计算中图分类号：V211文献标识码：BRapidCalculateMethodforShockofHypersonic2—-DBluntWedgeCHENGXing—hua，LIJian—lin，Y

3、ANGTao(CollegeofAerospaceandMaterialEngineering，NUDT，Changsha410073，China)ABSTRACT：Thestand—offdistanceandshapeofshock．whichinfluencesthepressuredistributionandthelift—dragrationofthequasi—wavrider，isoneofthepre—requisiteconditionsusedtoinvolvetheentropylayereffectioni

4、naeroheatinganalysis．Forprovidinganengineeringshockcalculationmethodwhichcanbeapplicableforallhyper-sonicflight，thethinshocklayertheorywhichistheinversemethodofthatdevelopedbyMaslenforhypersonicinvis—cidshocklayer，waSintroducedtoinvestigatethehypersonicshockandwallpres

5、sureforthehypersonic2一Dbluntwedge．Comparedwiththenumericalsimulationandotherengineeringmethod，theresultsshowthatthethinshocklayertheoryhaspreferableprecisiononthepredictionofshockstand—offdistance，shapeandwallpressure．And，itcanbeappliedinawiderangeofmachnumberwithappre

6、ciableefficiency，whichcanbeusedformanycomplexproblemsofhypersonicquasi—wavridervehicle，suchastheaerodynamicconfigurationdesign，theparameterstudyandtheaeroheatinganalysisingreatgradsofentropy．KEYWORD$：Hypersonic；Shock；Wallpressure；Rapidlycalculate1引言乘波体构形以其高升阻比特性成为高超声速飞

7、行器的一个主要研究方向，其外形从二维楔或细长锥的流场解析解中推导得出，要求飞行器尖前缘产生的附体激波阻止下表面高压气流向上表面溢出，从而在高超声速范围内获得高升阻比。但是，由于尖前缘的严重气动加热和制造工艺问题，实际的乘波体前缘必须钝化，得到所谓的类乘波体。类乘波体钝化前缘产生脱体激波，改变飞行器表面压力分布，影响升阻比特性，必须在飞行器气动外形设计和参数研究中予以重收稿日期：2012—06—26修回13期：2012—07—31视。此外，在考虑熵层效应的高超声速气动热计算中，必须由激波形状建立激波高度(距离对称轴)和对应激波角的关系

8、，然后根据波后熵与压力、焓之间的关系计算热流密度¨。。国外对一定范围来流条件(马赫数、低雷诺数)的钝头体脱体激波进行了大量的理论与试验研究B1。VanDyke¨1对超声速来流下的球体的激波脱体距离进行了大量的理论研究；BillingL