计算高超声速
高超声速稀薄流球面气动热工程计算公式的建立
Ａｎ Ｅｎ ｉ ｅ ｒ ｎ ｅ ｈ ｄ ｆ ｒＣ ｃ ｌ ｔｎ ｒ ｄ ｎ ｍ ｉ ｅ ｔｎ ｆ ｇ ｎ ｅ ｉ ｇＭ ｔ ｏ ｏ ａ ｕ ａ ｉ ｇＡｅ ｏ ｙ ａ ｃＨ ａ ｉ ｇ ｏ ｌ
Ｓ ｈ ｒ ｕ ｅ ｓ ｎ ｃＲａ ｅ ｅ ｏ ｐ ｅ ｅｉ Ｓ ｐ ｒ ｏ ｉ ｒ ｆ ｄ Ｆｌ ｗ ｎ ｉ
简 单 ，容易从 理 论上进 行分 析 ，已取得 了较 好 的进展 ；
收稿 日期 ：２ １－０２ ：修 回 日期 ：２ １－１ ８ ０ １１—８ ０ １１－ ２ 作 者 简介 ：刘
腾 （９ ７） １８一，男 ，硕 士研 究生 ，主要 从事 高超 声速 气动 热研 究
第 ５期
刘
腾等
高超声速稀 薄流 球面气动热工程计算公式的建立
Ｏ 引 言
气 动 加热 是 指 飞行器 高 速运 动 时 ，气体 分 子受 粘 性作 用 减速 至壁 面 ，动 能转 化 为热 能 ，从而 引起 飞行
器表 面温 度 迅速 升 高 的现象 。气动 加 热 问题关 系 到飞 行 器 的 安全 及性 能 ，因此 需要 对不 同工况 下 的气动 热
式。
详 见文 献『１ ４。
１１ 桥 函数方 法 ．， ２ 桥 函数 方 法 是采 用对 连 续流 方 法 的预测 值 和 自由 分 子 流 方 法 预 测 值 进 行 插 值 得 到 近 似 热 流 结 果 的 方
法 。其 中的经 验 常数通 常来 自实 验 、飞 行数 据和 数值 计 算 ，数 值计 算主 要 是采用 ＤＳ ＭＣ方法 。为适 应不 同 的工况 及提 高 计 算精度 ，人们 一 直在 寻 求一 种包 含尽
而在 两者 之 间 的稀 薄 过渡 流 区 ，还 没 有 一个准 确 又 简 单 的分 析方 法【，传统 的 Ｃ Ｄ 方 法难 以得 到准确 的结 ｌ Ｊ Ｆ
高超声速热化学平衡流动ns方程数值解
高超声速热化学平衡流动ns方程数值解近年来，随着科学技术的发展，物理学中的重要概念高超声速流动已经成为一个热门话题。
它在航空航天领域，如飞行器和运载火箭等，具有重要意义。
而高超声速热化学平衡流动ns方程是对高超声速流动进行研究和分析的基础。
本文将简要介绍高超声速流体的定义，以及ns方程在解决高超声速流动问题中的作用；讨论ns方程模型的可靠性和精确性，以及一些参数敏感性的问题；然后深入介绍当前发展ns方程数值解法的基础，包括控制方程组解法，有限差分法，有限元法，有限体积法和速度空间有限换分法，最后给出一些结论。
高超声速流动是指流速大于声速的流动，特征是声压激波追随流动的形成，这使得传统的低速流体动力学理论无法适用于解释高超声速流动的特性和性能。
因此，研究高超声速流动的热力学过程主要依靠ns方程的数学模型，以及基于此的数值解法，是当前研究高超声速流动的重要方法。
ns方程模型是一种非线性偏微分方程组，反映了流体质量，动量和能量守恒，可以用来描述高超声速流动的物理特征。
ns方程由七个未知量组成：密度，速度分量，压力，温度，湿度，温度，纤维度，而这些量又受到流体和参与流体反应的气体的影响。
通过现有的解析方法，可以解决这类问题的有限解，但是由于该方程组的非线性性质，在某些特定情况下仍然存在无法求解的问题，这就需要运用数值方法来求解。
目前的发展技术是基于控制方程组和有限差分法来求解ns方程。
控制方程组方法是通过将ns方程组分解为多个控制方程，然后依次求解控制方程，可以得到微分方程组的解。
控制方程组方法的优点在于减少非线性方程组的无穷多解的可能性，有效地降低复杂度，从而获得更加准确的解。
有限差分法是一种分析数据的快速算法，可以将ns方程所描述的物理问题离散化，从而有效地求解出该问题的数值解，是近年来数值解ns方程的重要方法。
有限元法，有限体积法和速度空间有限换分法都可以用来求解ns方程，其中有限元法在计算流体动力学方面是一种经典的方法，它利用有限元素来求解ns方程，但它受网格处理的影响较大，有限体积法利用变分原理求解ns方程，它的计算复杂度进一步降低，速度空间有限换分法则把ns方程转化为雅可比矩阵的方程，从而在不考虑有限元和网格的情况下，使用换分原理求解ns方程，计算效率更高。
lbm 高超声速计算
lbm 高超声速计算
LBM（Lattice Boltzmann Method）是一种基于微观粒子动力学的流体动力学模拟方法，它可以用于模拟高超声速流动。
在高超声速流动中，流体的速度远远超过声速，因此需要考虑诸如激波、脱离层等复杂的流动现象。
LBM作为一种基于格子的方法，可以模拟这些复杂的流动现象。
要进行高超声速流动的LBM模拟，首先需要选择适当的离散速度模型和格子类型，以及相应的边界条件。
对于高超声速流动，通常会选择D3Q27格子模型，它包含27个离散速度方向，能够更好地描述流体的运动。
在进行高超声速流动的LBM模拟时，需要考虑流体的压力、密度、温度等物理量的耦合，以及化学反应等因素。
此外，还需要考虑流体与固体或流体与流体的相互作用，以及可能存在的激波、脱离层等现象对流动的影响。
在实际计算过程中，需要考虑模拟的精度和计算的稳定性，选择合适的时间步长和网格分辨率，以确保模拟结果的准确性和可靠性。
同时，还需要考虑并行计算的方法，以提高计算效率。
总之，高超声速流动的LBM计算涉及到多个方面的物理和数值计算问题，需要综合考虑流体动力学、热力学、化学反应以及数值模拟等知识，以及计算机科学和并行计算技术，才能进行全面、准确的模拟。
快船式飞行器参数化建模及高超声速气动计算
（ １ ．哈尔滨工业大学航天学院，哈尔滨 １ ５ ０ ０ ０ １ ； ２ ．中国空间技术研究 院，北京 １ ０ ０ ０ ９ ４ ）
摘
要 ：针对快 船式飞行 器概念研 究和总体 设计 的需 要 ， 将 已知 几何构 型截面划 分为三个 形状控 制 函数 ， 并
第３ ４卷 第 ８期 ２ ０ １Ｖｏ １ ． ３ ４ Ｎｏ ． ８
Ａｕ ｇ ｕｓ ｔ ２ ０１ ３
Ｊ ｏ ｕ ｎａ ｒ ｌ ｏ ｆ Ａ ｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ
快 船式 飞行 器 参 数 化 建模 及 高超 声 速 气 动计 算
中图分类号 ：Ｖ ２ ２ １ 文献标 识码 ：Ａ 文章 编号 ：１ ０ ０ ０ — １ ３ ２ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ８ － １ ０ ４ ０ － ０ ７
Ｄ ＯＩ ： １ ０ ． ３ ８ ７ ３ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ — １ ３ ２ ８ ． ２ ０ １ ３ ． ０ ８ ． ０ ０ ２
Ｚ ＨＡＯ Ｂ ｉ ａ ｏ ，Ｃ ＵＩ Ｎａ ｉ ． ｇ ａ ｎ ｇ ，ＧＵ Ｏ Ｊ ｉ ． ｆ ｅ ｎ ｇ ，ＨＵＡ ＮＧ Ｐ ａ ｎ ． ｘ ｉ ｎ ｇ ，Ｗ ＡＮＧ Ｐ ｉ ｎ ｇ
（ １ ． Ｈａ ｒ ｂ ｉ ｎ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ，Ｈ ａ ｒ ｂ ｉ ｎ １ ５ ０ ０ ０ １ ，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ．Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ａ ｃ ａ ｄ ｅ ｍ ｙ ｏ ｆ Ｓ ｐ ａ ｃ ｅ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ，Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ ９ ４，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
Ｐａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｒ ｉ ｃ Ｇｅ ｏ ｍｅ ｔ ｒ ｉ ｃ Ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ Ｈｙ ｐｅ ｒ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃ Ａｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎａ ｍｉ ｃ ｓ Ｃｈａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ Ｃａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ Ｋｌ ｉ ｐｅ ｒ Ｖｅ ｈｉ ｃ ｌ ｅ
音速随高度的变化公式
音速随高度的变化公式
声速＝20.05×（288－高度×0.65/100）的平方根。
在11000米高空（对流层顶）温度=－56.5摄氏度＝216.5K，声速＝295m/s。
利用上面的公式计算不同海拔的气温，再综合前面的音速经验公式，就可以推算不同海拔的音速了。
在11000~20000m的高空（属平流层,气温基本没有变化，所以又叫"同温层"),温度下降到零下57℃（15-11x6.5=-
56.5℃），这里的音速是u=331.3+[0.606x(-
57)]=296.7m/s(约1068km/h)。
喷气式飞机都喜欢在1万米左右的高空巡航，因为这里是平流层的底部，可以避开对流层因对流活动而产生的气流。
在11000~20000m的同温层内，音速的标准值是1062km/h,而且基本稳定。
喷气式飞机都用马赫数Ma来表示速度，而不用对地速度。
这是因为物体在空气中飞行时，前端会压缩空气形成波动，这个波动是以音速传播的（因为声波也是波动的一种）。
如果物体的飞行速度超过音速，那么这些波动无法从前端传播，而在物体前端堆积，压力增大，最终形成激波。
激波是超音速飞行的主要阻力源。
高超声速流动CFD并行计算研究
万方数据万方数据否则网格将发牛错误。
图２网格拓展及数据交换方式３．４边界条件（１）远场边界条件。
根据当地边界法向速度的正负判断来流是人流还是出流，对于入流边界，所有流动参数均由自由来流确定；对于出流边界，所有流动参数均由内场外插得到。
（２）壁面边界条件。
对于粘性流动，不可穿透的壁面边界应满足无滑移条件：‰＝０，‰一０，‰＝０壁面压力可通过法向动量方程的简化形式计算为：ａ，ｔ，一０ａ竹壁面气体温度由等温壁或绝热壁条件决定，即：Ｌ一∞钉毗（等温壁）或Ｉ嚣Ｌ＝ｏ（绝热壁）（３）对称边界条件。
对称边界条件要求对称面两侧的速度切向分量相等，法向分量相反，其他值相等即可。
（４）对接边界条件。
对于对接边界，可根据网格拓扑关系，寻找对应点的流场点，将相邻区的网格内点上的单元物理量通过消息传递赋给当前区的边界外点（即网格延拓得到的虚拟网格）。
这样，通过边界点的传递，在整个迭代过程中保证了分区之间的消息传递。
４算例计算结果与分析这里采用文献Ｅ９３中给出的圆柱体表面压力系数的结果进行算法的验证。
圆柱体半径为０．０３８ｍ，其高超声速来流条件为：地＝１６．３４，Ｌ一５２Ｋ，如一８２．９５Ｐａ，Ｔ，ｏ＝２９４．４Ｋ。
初始计算网格为三维单分区网格，网格节点总数目为３０１×１０１×１１，用到的边界条件有远场条件、壁面条件和对称面条件，如图３所示。
图３初始网格及边界条件设定针对单区域的初始网格，沿ｉ方向分别进行２分区、４分区的蕈新划分，并分别在数量不同的Ｐｃ机上进行流场数值计算，得到的计算结果如图４～图７所示。
首先考察计算所得流场是否准确。
由图４～图６中的１０８图４１分区网格及压力计算等值线图图５２分区网格及压力计算等值线图图６４分区网格及压力计算等值线图图７不同分区的Ｃｐ计算结果对比压力等值线图可以看出，不同分区得到的流场形式几乎完全一致，在分区交界面上的等值线无间断，保证了物理龟的连续；而通过图７中压力系数的对比，可见不同分区计算值能够很好地吻合，充分验证了边界数据处理方法的合理性和正确性。
高超声速马赫数计算
高超声速马赫数计算
高超声速马赫数是指物体在大气层中飞行时，其速度超过5倍音速的状态。
这种速度已经超出了常规飞行器的极限，因此高超声速马赫数的研究一直是航空航天领域的热点之一。
高超声速马赫数的研究主要涉及到两个方面：一是如何让飞行器达到高超声速的速度，二是如何解决高超声速飞行时所面临的各种问题。
在实现高超声速飞行的过程中，最大的难点在于如何克服空气阻力。
由于高超声速飞行器的速度非常快，空气阻力会导致飞行器表面温度急剧升高，甚至会熔化。
因此，研究人员需要采用一系列先进的技术来降低空气阻力，例如采用特殊的材料来制造飞行器表面，或者采用气动加热技术来控制表面温度。
高超声速飞行器还需要具备高度的机动性和稳定性，以应对复杂的飞行环境。
为了实现这一目标，研究人员需要采用先进的控制技术和传感器技术，以确保飞行器能够在高速飞行时保持稳定。
高超声速马赫数的研究不仅涉及到技术层面，还涉及到政治、经济和军事等多个方面。
高超声速飞行器的研究和应用，不仅可以提高国家的科技实力和军事实力，还可以促进经济发展和国际合作。
高超声速马赫数的研究是一个复杂而又具有挑战性的领域。
只有通过不断的探索和创新，才能实现高超声速飞行器的可靠运行和广泛
应用。
空天飞行器高超声速气动热特性计算方法
空天飞行器高超声速气动热特性计算方法王鹏;房帅;金鑫;张卫民【摘要】通过数值方法和基于无粘表面流线的工程快速方法,计算了空天飞行器基本型在Ma=8.0及Ma=10.2状态下的气动热特性.数值方法计算格式选用Roe的FDS格式,工程快速方法中飞行器的表面流线是通过基于直角网格的无粘Euler方程计算得到的,采用参考焓理论沿流线积分即得到沿流线的表面热流分布.结果表明,本文建立的气动热工程方法及数值方法得到的机身及机翼的热流分布与试验数据吻合较好,得到的驻点热流值与试验数据的误差小于5%.%Hypersonic aerodynamic heating characteristics for an aerospace vehicle at Ma =8.0 and Ma = 10.2 was calculated by computational fluid dynamics (CFD)method and engineering rapid computational method based on in-viscid surface streamlines.The Roe flux difference scheme(FDS)was employed in the CFD method.For the engineering rapid computational method,the in-viscid surface streamlines were determined by the Euler equations on the Cartesian grid,and the surface heating distribution can be computed by the integration along the in-viscid surface streamlines according to the Eckert reference enthalpy theory.Both laminar and turbulent flows were simulated in the present parisons were carried out between the engineering rapid computational results,the CFD results,and the experimental results.The results show that the heating distribution can be well predicated for the airframe and the wing of the aerospace vehicle by the CFD method and the rapid engineering method developed in thispaper.The error of the aerodynamic heating distribution at the stagnation point is less than 5%.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)005【总页数】5页(P640-644)【关键词】表面流线;气动热;空天飞行器;数值计算;工程方法【作者】王鹏;房帅;金鑫;张卫民【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.3以往的飞行器设计中，飞行器的热环境主要依靠试验来确定，费用高昂，设计成本高，还存在地面数据往飞行状态外推的问题，且难于分析流场细节[1-2]。
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fastran软件的强项就是计算高超声速，不过fluent在6.3版本中也加入了基于密度的求解器，有人做过对比，在马赫数3-5这个范围内，fluent和fastran的计算结果差不多，但是收敛明显慢于fastran，在马赫数超过5以后，fluent计算结果同fastran偏差越来越大。
个人更倾向于fastran计算结果。
关于收敛的问题，因为fluent软件试用的非结构求解器，无论你用的是结构的为网格还是非结构的网格，在fluent中均按照非结构处理，所以其收敛速度跟结构的求解器fastran比起来要稍逊一点。
对于高超，尤其是气动热，结构求解器应该更适合。
一家之言，仅供参考
同意二楼说法。
Fluent号称能算高超，但有这样几个问题。
首先，高超并不仅仅是可压缩，更重要的是离解、电离、烧蚀等物理化学现象，而Fluent不具备热力学非平衡求解能力（它只有一个温度即平动温度），这是它的致命伤。
因此，你可以通过调整参数算高超问题（收敛速度很慢，但我们姑且认了），但其结果的温度分布是不可靠的――热流是温度的梯度的函数，自然也不可靠
嘿嘿，进来学习下等到ICEM CFD,CFX,FLUENT一合并，或许会有更先进的求解器了高超现在应该还是CFDRC公司比较好点呵呵
CAD的标准里面，IGES体系结构最差，STEP尚不成熟，STL精度不够（一般要自己设定），Parasolid和Acis是目前最NB的几个CAD软件所采用的格式，相对来说最实用。
CAD数据转换的无缝连接几乎是不可能的，所以最好就是象Summer大哥说的，直接用Geom 做，CFDRC的软件，从前处理、求解一直到后处理你要是用熟了会发现Geom比Gridgen强、ACE和Fastran比Fluent强、View比Tecplot强多少倍！！！。