高超声速钝锥脉冲扰动流场及防护系统热响应分析

摘要

高超声速飞行器在轨飞行过程中，往往会受到各种无法预知的扰动，扰动的存在对流场流动情况、飞行器的气动热力学特性及结构强度有着显著影响，且扰动的多样性和不确定性给飞行器的设计带来了挑战。来流扰动进入高超声速钝锥绕流流场后，会与弓形激波和边界层产生强烈的相互作用，使得边界层的特征更为复杂，所以，高超声速钝锥扰动流场的研究是十分必要的。同时，当飞行器受到空间碎片的撞击，在热防护系统表面会出现一些结构的损伤，这些微小的损伤可能会导致整个热防护系统的失效。本文基于直接数值模拟方法及有限元法研究了高超声速脉冲扰动流场及含有损伤的热防护系统的热响应问题，主要的内容如下：
　　1.介绍了高阶精度的直接数值模拟方法，给出了其空间离散格式和时间离散格式。对于空间离散，N-S方程的无粘项通过通量矢量分裂方法分解成正通量项和负通量项，采用七阶精度的加权本质无振荡算法进行离散，粘性项采用六阶精度的中心差分格式进行离散；对于时间离散，采用显式三阶精度总变差减小的龙格-库塔方法。并通过两个经典的算例验证了方法的有效性。
　　2.采用高阶精度的直接数值模拟方法研究了来流脉冲扰动的高超声速扰动流场的基本特征，并分析了扰动对壁面气动热力学参数的影响，同时，基于傅里叶频谱分析探讨了边界层扰动模态的演化。结果表明，扰动对流场的影响可以分为扰动当前效应和扰动后效应，扰动当前效应影响效果大但作用时间短，而扰动后效应影响作用相对较小但持续时间长；扰动与激波和边界层相互作用强烈，激波发生明显的变形，扰动也被显著地放大，且相互作用后在边界层内外形成存在明显分界的新扰动波；扰动对钝锥头部的影响明显大于非头部区域。
　　3.采用高阶精度的直接数值模拟方法研究了不同壁面温度条件的高超声速定常流场及扰动流场的基本特征，分析了壁面温度对高超声速定常流场及扰动流场的影响，并基于傅里叶频谱分析研究了边界层扰动模态的壁温效应，分析了壁面温度对边界层内扰动模态的影响。结果表明，壁面温度越高，边界层厚度越大，随着流动向下游推进，钝锥的边界层会显著增大；壁面温度主要影响边界层内的流场，其他区域影响很小；壁面温度对边界层内扰动波模态的发展有着显著地影响，对流场稳定性起着重要作用。
　　4.基于有限元方法，研究了脉冲扰动过程中钝锥体的热响应及压力响应特征，分析了钝锥体力学特性的变化规律，探讨了来流扰动波幅值对钝锥体压力响应的影响，并对钝锥体热响应及压力响应的力学特性进行了对比。结果表明，在扰动流场产生的压力载荷作用下，结构的应力最大及应变较小的区域始终出现在钝锥的驻点及靠近钝头前缘结构内部的中心区域；随着扰动波幅值的增加，结构的应力逐渐增大；随着扰动向下游传播，温度载荷应力场逐渐向下游扩大；比较扰动流场产生的压力载荷，温度载荷对结构的应力分布影响更为显著。
　　5.基于ABAQUS有限元软件，对含有损伤的陶瓷隔热瓦热防护系统进行了热力耦合分析，考虑损伤区域热流密度的变化，研究了含有损伤的陶瓷瓦防护系统的热力学响应机制。并探讨了不同的损伤尺寸和损伤位置对陶瓷瓦热防护系统热力学响应的影响。结果表明，损伤的存在显著地增加了热防护结构的最大温度和最大应力，损伤空腔后缘顶角处和空腔侧壁是最先达到极限温度，损伤空腔后缘底角的热应力值最大；最大温度和最大应力随着损伤深度的增加而增大，最大温度点会随着深度的增加沿着空腔后缘侧壁向下移动。随着损伤长度的增加，最大温度逐渐降低。不同损伤位置改变了温度场和应力场的分布情况，损伤偏离中心结构的热应力大于损伤位于中心结构的热应力。

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第 1章 绪论

1.1 课题背景及研究的目的和意义

1.2 高超声速来流扰动的研究进展

1.3 高超声速流场壁温效应的研究进展

1.4 热防护系统热力耦合分析的研究进展

1.5 本文的主要研究内容

第 2章 直接数值模拟方法及其验证

2.1 Navier-Stokes 方程及其无量纲化

2.2直接数值模拟方法

2.3 数值方法的验证

2.4 小结

第 3章 高超声速钝锥的非定常扰动流场

3.1 计算模型及边界条件

3.2 网格密度的选取

3.3 来流扰动波的形式

3.4结果分析与讨论

3.5小结

第 4章 高超声速钝锥扰动流场的壁温效应

4.1 计算模型及边界条件

4.2 结果分析与讨论

4.3 小结

第 5章 高超声速钝锥扰动流场的结构响应分析

5.1 热应力分析的基本原理

5.2 计算模型及边界条件

5.3 结果分析与讨论

5.4 小节

第 6章 含有损伤的陶瓷瓦热防护系统的热响应分析

6.1 传热分析的基本原理

6.2 计算模型及材料参数

6.3 结果分析与讨论

6.4 小结

结论

参考文献

攻读博士学位期间发表的论文和取得的科研成果

致谢