【技术实现步骤摘要】
进气道前缘激波气动热仿真分析方法
本专利技术涉及一种进气道前缘激波气动热分析方法，特别是涉及一种飞行器以高马赫数飞行时进气道前缘激波气动热仿真分析方法。
技术介绍
飞行器以高马赫数(Ma＞5)飞行时，进气道前缘气体为高超音速流，从自由来流到飞行器进气道壁面流速的快速变化导致进气道前缘周围产生强烈的弓形激波。除了来流空气与飞行器舱体摩擦生热之外，弓形激波也会产生强烈的气动热，高超音速飞行器进气道前缘流场温度接近2000K。如此的高温条件会给飞行器舱壁热防护带来极大挑战。因此，准确预测高超音速流的气动热是需要解决的难题之一。高超音速飞行器进气道前缘流场具有如下典型特征：弓形激波与物体间存在薄激波层；当气流通过激波压缩或粘性阻滞而减速时，气体部分动能将转化为分子随机运动的能量，气体的温度急剧升高而产生高温效应；激波层的强梯度导致强烈的热和化学非平衡效应，内部能量模式(旋转和振动能量模式)被激发，旋转温度Trot和振动温度Tvib与平移温度Tt不平衡，化学反应的特征时间大于分子碰撞特征时间，即热化学非平衡现象，可显著影响波后...
【技术保护点】
1.一种进气道前缘激波气动热仿真分析方法，其特征在于，其包括以下步骤：/nS1、对进气道前缘激波的仿真流场进行网格划分，初始化网格，仿真分子以当前速度和方向进行时长为Δt
【技术特征摘要】
1.一种进气道前缘激波气动热仿真分析方法，其特征在于，其包括以下步骤：
S1、对进气道前缘激波的仿真流场进行网格划分，初始化网格，仿真分子以当前速度和方向进行时长为Δtm的匀速直线运动，记录仿真分子的位置坐标；
S2、仿真分子在运动过程中与边界发生相互作用，针对不同的边界采用不同的处理方法，针对入口边界采用适用于入口边界的处理方法，针对出口边界采用适用于出口边界的处理方法，针对壁面边界采用适用于壁面边界的处理方法；
S3、按照网格序号对仿真分子进行排序；
S4、选择非时间计数器方法对分子碰撞对进行抽样，分子碰撞模型选择硬球碰撞模型；
S5、确定碰撞前分子能量分布，确定碰撞时分子能量松弛过程，依据分子内能传递模型确定分子碰撞后内能的再分配；
S6、选择QK模型对抽样出的分子碰撞对发生的化学反应进行模拟，获得各个分子碰撞对的热力学状态参数；
S7、重复步骤S1-S6，在经N个时...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵杰，陈灏，毛为喆，
申请(专利权)人：上海索辰信息科技有限公司，
类型：发明
国别省市：上海;31
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