1。2  国内外研究现状

1。2。1  国外研究现状

1。2。2  国内研究现状

1。3  本文主要研究内容

本文主要通过Fluent等软件采用数值方法对热防护结构高超声速缝隙流动进行模拟，主要从来流马赫数Ma、来流攻角a和缝隙模型宽深比W/d三个主要影响因素，对热防护结构的缝隙流动与传热进行了分析。文献综述

首先，本研究通过Gambit建立二维平板缝隙流动传热模型并进行网格划分，如图1。12所示。由于缝隙结构复杂，且相对于平板和外部流域（为了避免外部流域太小给计算带来干扰，同时又能够节约计算资源，因此，进出口边界与模型间隔均取5倍平板长度）尺寸较小，故本研究采用三角形非结构画网格，并利用尺寸函数和建立附面边界层对网格进行局部加密处理。

其次，在Fluent中进行具体的边界条件和初始条件设置。对于高马赫数的可压缩流动，操作压力意义不明显，故操作压力设定为0，且不考虑重力因素。关于求解器的选择，采用适用于高速可压缩流动的密度基求解器，同时为了保证模拟结果能够更快收敛，采用隐式求解方法。由于缝隙前端平板长度在实验来流马赫数下均为湍流流动，故假定缝隙处边界层为

湍流，同时为了保证模拟结果的准确性，本研究采用适用于高速旋流和大尺度漩涡的SST湍流模型。关于流动介质物性参数的设置，因为模拟条件下进出口边界条件均设置为压力远场边界，只能使用理想气体作为介质，因此，本研究假设甲烷与高压空气燃烧产物介质与理想气体介质热物性差异带来的影响可以忽略。设置缝隙壁面边界条件为冷壁面，外部流域的进出口边界均设定为压力远场条件。特别值得注意的是离散格式的选择和流场的初始化设置，本文先后选择一阶迎风离散格式与二阶迎风离散格式参与迭代计算。关于流场的初始化问题，由于考虑到平板外部流域与缝隙内部流域流速相差非常大，本研究分别对缝隙内外流场进行初始化。关于流动边界条件、迭代格式参数以及流场初始化的具体设置，在本文的第二章会进行更详细的说明，在此不多加阐述。

模型建立之后，开始具体的数值模拟计算，本研究主要采用控制唯一变量法分别对来流马赫数Ma=3。0、Ma=5。0、Ma=6。9和Ma=9。0，来流攻角a=0°、a=3°、a=5°、a=10°，模型宽深比W/d=0。211、W/d=0。383、W/d=0。524的缝隙模型进行数值模拟。来:自[优E尔L论W文W网www.youerw.com +QQ752018766-

最后将模拟结果与已有实验数据对比验证模型的准确性，同时根据不同来流条件下的模拟结果，分析不同来流马赫数、不同来流攻角和不同宽深比条件下热防护结构缝隙内部的流动特性和传热特性。

2  缝隙流动的数值方法

2。1  引言

    随着航天科技的进步，飞行器的飞行速度急剧增大，快速准确的预测高超声速飞行器热防护结构表面缝隙流场结构和气动加热，对热防护的设计至关重要。虽然高超声速气流的流动问题复杂多样，但是这些流动问题都要遵循基本的守恒定律。由于该研究模型的尺寸决定缝隙处为湍流流动，因而仍需遵循湍流输运方程。本章主要从高超声速缝隙流动模型所采用的基本控制方程，湍流模型及求解方法等方面进行介绍。