摘要为了防止飞行器热防护结构的热应力破坏，在热防护结构之间需要缝隙存在。本文主要采用数值方法对热防护结构缝隙流动进行模拟，从来流马赫数、来流攻角和缝隙宽深比三个方面对缝隙结构的热环境进行了研究。首先建立高超声速缝隙流动模型，网格划分采用三角形非结构化网格，并建立边界层网格。采用密度基隐式求解器、SST湍流模型以及二阶迎风离散格式，建立了不同攻角、不同马赫数、不同宽深比工况下的模型。研究表明：当来流马赫数增加时，缝隙局部热流密度也增加；当来流攻角不为零时，将产生斜激波导致流体物性参数改变，从而间接影响缝隙热环境；当缝隙宽度减小时，漩涡数量增加，局部热流密度同时增加。83124

毕业论文关键词  高超声速流动  缝隙热环境  SST湍流模型

毕业设计说明书外文摘要

Title    Analysis of Flow and Heat Transfer in Thermal  Protection Structures                           

Abstract In order to prevent the phenomenon of thermal stress damage on spacecraft thermal protection structure,there are gaps between the thermal protection structures。This study mainly uses numerical methods to simulate the flow of thermal protection structure gap,and the thermal environment of the gap is studied from three aspects: Mach number, angle of attack and the width-depth ratio of gap。Firstly,using triangular unstructured grid and boundary layer mesh establish the model of hypersonic gap flow。This model adopts density-based implicit solver, SST turbulence model and second-order upwind discretization 。Studies show that:When Mach number increases, the local heat flux of gap will increase; When the angle of attack increase, the physical parameters of flow will change, indirect effects the thermal environment of gap; When the width decreases, the number of swirl will increase, it will also increase the local heat flux。

Keywords  Hypersonic flow  The gap of thermal environment  SST turbulence model

目次

1  绪论 4

1。1  研究背景及意义 4

1。2  国内外研究现状 5

1。2。1  国外研究现状 5

1。2。2  国内研究现状 9

1。3  本文主要研究内容 11

2  缝隙流动的数值方法 13

2。1  引言 13

2。2  基本控制方程 13

2。3  SST湍流模型 14

2。4  控制方程的求解 14

2。4。1  离散格式 14

2。4。2  密度基求解方法 15

2。5  初始条件和边界条件 15

2。5。1  边界条件 15

2。5。2  初始条件 16

3  缝隙内部流场结构及传热分析 17

3。1  缝隙内部流场结构 17

3。2  缝隙结构传热机制 18

3。3  来流马赫数对缝隙传热的影响 19

3。3。1  来流马赫数对缝隙热环境的影响