高超声速流动的特殊问题.pptVIP

谢谢大家！ （12.65a） 式中 。当 时，可得 （12.65b） 实验和精确理论计算的结果表明，对于 值大的情形使用修正的牛顿公式可以得到比牛顿公式更好的效果，而且对三维物体比二维物体更好。修正的牛顿公式不论是对钝头体还是对尖头旋成体的压强分布计算，均能提供满意的结果，常用于高超声速飞行器的初步设计中。 12.3.2 高超声速飞行器的气动加热和热防护 当飞行器以高超声速飞行时，与飞行相联系的巨大动能转化为激波层内气体温度的急剧升高，从而导致严重的气动加热。因此，在高超声速飞行器的设计中，热传导率和气动加热的预计以及热防护是至关重要的。 一、导热率和气动加热的预计 我们知道，高温气体传递给物面的热量是用单位面积、单位时间所传递的热量，即热流密度 来表示的。无量纲的热传导系数可用努塞尔数 或斯坦顿数 来表示。斯坦顿数的定义是 （12.66） 式中 和 分别为绝热恢复壁温和实际壁温所对应的比焓值。为近似估计 ，假设温度恢复因子为1，并设气体为 的完全气体，则 （12.67） 对 的高超声速流动 （12.68） 故 （12.69） 由于壁面温度 是 量级， ，因此在 时由式（12.66）可得近似表示式： 第12章 高超声速流动的特殊问题 本章概述:物体的飞行速度远远大于周围介质的声速,而且出现一系列新特征的流动现象称为高超声速流动.高超声速空气动力学是近代空气动力学的一个分支，它研究高超声速流体或高温流体的运动规律及其与固体的相互作用。本章内容将介绍高超声速流动的基础知识，包括高超声速流动的基本特征，高超声速流动中的激波，高超声速流动中的气体动力、气动热以及高超声速边界层等问题。 12.1 高超声速流动的基本特征 12.2 高超声速流动中的激波关系式及流场 性质 12.3 高超声速流动中的气动力和气动热 12.4 高超声速边界层流动 12.1 高超声速流动的基本特征 高超声速流动的定义有两种形式：（1）指马赫数M≥5的流动，这是一般教科书所采用的经验方法，并不能作为判据；（2）指某种高速流动范围。在此范围内，某些在超声速时并不显著的物理化学现象，由于马赫数的增大而变得重要了。 两种定义形式比较:前者并不严格，但其优点是简单而直观，有助于初步建立高超声速空气动力学概念；后者比较逼真，但要理解这个定义，首先必须了解高超声速与超声速相比会出现哪些新的流动特征。 1、流场的非线性性质 M∞1的高超声速气流受到扰动时，即使扰动速度与来流速度相比是十分微小的，但同声速相比可能并不小，因此微小的速度改变也会引起气流热力学参数相当大的变化。由理想一维流动的运动方程、完全气体状态方程和等熵关 系式可得如下关系式： (12.1a) (12.1b) (12.1c) 以上各式说明，当M1时，即使微小的速度变化也将引起气流压强、密度、温度和声速等参数发生相当大的变化。因此，我们就不能根据微弱扰动像超声速流那样采用小扰动假设使方程线性化了，而必须保留方程中的非线性项。高超声速流场的这种非线性性质，显然使扰流问题的理论研究更为复杂和困难。但是，由于马赫角随 M数的增加而减少，高超声速流中某些空气动力学问题与超声速时相比反而变得相对简单起来。 2、薄激波层 在高超声速流动中激波与物面之间的距离很小。激波与物面之间的流场称为激波层。高超声速绕物体流动的基本特征之一就是激波层很薄，而且，激波形状与物形往往很接近。例如，马赫数M∞=36绕半楔角为15的高超声速流动，假定气体为比热比γ=1.4的量热完全气体，按照理想气体斜激波理论，激波倾角仅为18，见图12.1。 图12.1薄激波层 如果计及高温化学反应的影响，激波角将更小。 3、熵层 高超声速飞行器都做成钝头部的原因:这是因为根据高超声速层流边界层方程的自相似解，头部驻点处的对流传热与头部曲率半径的平方根成反比，将头部钝化可以减轻热载荷。 熵层边界层d在高马赫数下，钝头上的激波层很薄，激波脱体距离d 亦很小。在头部区域，激波强烈弯曲。我们知道，流体通过激波后引起熵增，激波越强，熵增越大。在流动的中心线附近，弯曲激波几乎与流线垂直，故中