極超音速衝撃波干渉流れにおける空力加熱の数値解析
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概要
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It is still challenging to predict surface heat-transfer rate in hypersonic flow computations. In this paper, we first performed numerical experiments by changing numerical flux functions and meshes for a hypersonic flow around a hemisphere. Results show that AUSM+ flux function by Liou (1996) on a carefully refined mesh can lead to a shock stable solution with an accurate aerodynamic heating on the surface. Then, a numerical simulation on a hypersonic flow around two bodies involving a shock/shock interaction and a boundary-layer separation has been conducted by using the same method. Although this is a rather difficult problem with a complicated flowfield, comparisons show good agreement with the corresponding experimental data, including the surface heat-transfer rate profile. Therefore, we can say that we have established a numerical method to accurately predict surface heat-transfer in hypersonic shock interacting flows. Finally, detailed analysis of the computed flowfield has been made.
- 2008-06-05
著者
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中村 佳朗
名古屋大学工学部
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北村 圭一
名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻
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中村 佳朗
名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻
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中村 佳朗
名古屋大学 工学部
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中村 佳朗
名古屋大学
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中村 佳朗
名古屋大学大学院工学研究科
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Nakamura Yoshiaki
Department Of Aerospace Eng. Nagoya University
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中村 良朗
名古屋大学工学研究科
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北村 圭一
名古屋大学
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