风洞热结构考核试验中的温度场相似准则问题研究

摘要

高速飞行会让飞行器结构承受大量的气动加热从而导致结构温度或应力失效,高超声速飞行器设计过程中通常需要进行结构考核试验.受风洞设备能力限制,试验模型尺寸、来流条件等方面与实际飞行条件存在很大差异.对真实模型进行缩放处理后进行风洞热结构考核,并通过相似关系转换获得真实飞行器结构温度情况,为飞行器防热布局设计提供有效数据支撑,有着迫切需求.本文通过热传导方程对模型相似参数进行讨论,并根据风洞试验实际边界情况进行了讨论研究.获得了具有针对性的相似准则关系.最后,经过对提出的相似参数进行的算例考核计算和初步分析,验证了该相似准则的正确性.