三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法技术

本发明专利技术公开了一种三维复杂外形高速飞行器流‑固‑热快速计算方法，属飞行器气动计算领域。本发明专利技术依据边界层理论，采用CFD数值计算与工程算法相结合的方法，静气动热的计算简化为绕飞行器的无粘外流数值解和边界层内热流求解两份部分，同时耦合防热系统结构传热计算模型。本发明专利技术结合了全长数值模拟与工程算法各自的优势，可以快速高效对三维复杂外形高速飞行器的多种飞行状态下气动加热与结构耦合传热特性的计算方法，给出飞行器全机表面热流密度与防热结构温度场时变特性，弥补了直接数值模拟方法计算代价高、效率低、周期长等缺陷，同时拓展了工程算法的应用范围。

The 3D complex shape of high-speed aircraft flow fast calculation method of solid heat

The invention discloses a 3D complex high speed aircraft fast calculation method of flow solid heat, which belongs to the field of aerodynamic calculation. The invention is based on boundary layer theory, numerical calculation and engineering methods CFD algorithm combining the calculation of static aerodynamic heating is simplified as a numerical solution of inviscid outflow boundary layer and the heat flux in the two part around the aircraft, coupled heat transfer calculation model of thermal protection system structure. The invention combines the advantages of numerical simulation and engineering length of each algorithm, calculation method can fast and efficient flight states of 3D complex shape of high-speed aircraft aerodynamic coupling structure of heating and heat transfer characteristics of the aircraft are the whole machine surface heat flux and thermal structure of the temperature field of time-varying characteristics, to make up for the direct numerical simulation method defects of high cost and low efficiency, long cycle, at the same time, the scope of application of the algorithm to expand the project.

【技术实现步骤摘要】
三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法
本专利技术属飞行器气动计算
，具体指代一种三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法。
技术介绍
高超声速飞行器在大气层中持续飞行时，飞行器表面将承受巨大的气动热(王江峰,伍贻兆.高超声速复杂气动问题数值方法研究进展[J].航空学报.2015,33(1):159-175)。气动热会导致飞行器结构温度升高，改变结构内温度场分布，从而改变结构材料的物理属性，而结构材料特性的改变会引起结构刚度和结构模态的变化，对飞行器的飞行安全造成极大隐患。因此热防护问题对于高超声速飞行器设计显得尤为重要(程克明,吕英伟.飞行器持续气动加热的耦合性分析[J].南京航空航天大学学报,2000,32(2):150-155)，越来越受到世界各国的高度重视。气动加热问题(卞荫贵,徐立功.气动热力学[M].中国科技大学出版社.1997:15-20)的主要研究方法包括：数值模拟方法(SinhaK,K.ReddyDS.EffectofChemicalReactionRatesonAeroheatingPredictionsofReentryFlows[J].JournalofThermophysicsandHeatTransfer,2011,25(1):21-33)、工程近似计算方法(HamiltonHH,WeilmuensterKJ,DeJarnetteFR.Ap-proximateMethodforComputingConvectiveHeatingonHypersonicVehiclesUsingUnstructuredGrids[J].Journalofspacecraftandrockets.2014,1288:1305)、地面风洞实验(田旭昂,王成鹏,程克明.Ma5斜激波串动态特性实验研究[J].推进技术.2014,35(8):1030-1039)及自由飞实验等，其中后两种方法因代价高昂等因素不适于工程设计的初期与选型、改型阶段。数值模拟方法主要是对Euler方程、N-S(Navier-Stokes)方程及相关简化形式的控制方程进行求解，具有计算精度高、可处理复杂流动和全机外形等优点，但在气动热与结构传热耦合问题的求解方面对计算资源需求巨大且非常耗时。国内外在求解高超声速气动热相关问题的数值计算方法方面做了大量研究，主要工作集中在计算效率与精度等方面。气动加热工程计算方法(ZhaoJS,GuLX,MaHZ.Arapidapproachtoconvectiveaeroheatingpredictionofhypersonicvehicles[J].ScienceChinaTechnologicalSciences,2013:1-15)对简单外形的气动热求解具有高效、准确的特点，因此在实际工程应用中率先得到发展。但在复杂气动外形的气动热分析方面适应性较差，并且需要基于大量实验数据对计算方法与结果进行人工修正。在这方面比较著名的是NASA兰利研究中心研发的一套气动加热预测程序(MINIVER)(李会萍.高超声速飞行器气动加热特性及其计算方法研究[D].上海：上海交通大学,2010)，该程序中驻点区域使用经典的Fay-Riddle公式，采用参考焓方法来计算高速流动压缩性效应，另外可对过渡流区气动热进行计算。Hamilton(HamiltonHH,WeilmuensterKJ,DeJarnetteFR.Approximatemethodforcomputinglaminarandturbulentconvectiveheatingonhypersonicvehiclesusingunstructuredgrids[C].The41stAnnualAIAAThermophysicsConference,AIAAPaper.2009,4310:2009.)针对三维钝头体发展了一种适用于空气平衡气体的高超声速流动热流密度计算方法，该方法可计算不同高速流动状态(层流、转捩、湍流)下的热流密度。Zoby(ZobyEV,SimmondsAL.Engineeringflowfieldmethodwithangle-of-attackapplications[J].Journalofspacecraftandrockets,1985,22(4):398-404)等人开发了LATCH方法，该方法基于参考焓和修正雷诺比拟计算热流密度，可用于有化学反应参与的钝头体气动热计算。李建林(李建林,唐乾刚,霍霖,程兴华.复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算[J].国防科技大学学报.2012,34(6):89-93)等人对气动热工程计算方法进行拓展应用，对乘波体构型高速飞行器进行气动热快速估算，得到较好结果。总体而言，工程计算方法存在需要大量人工干涉及以庞大实验数据为基础等缺陷，在处理复杂外形飞行器方面的通用性仍需完善。
技术实现思路
针对于上述现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供一种三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，以解决直接数值模拟方法计算代价高、效率低、周期长等缺陷，同时拓展了工程算法的应用范围。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：一种三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于，包括步骤如下：步骤1、无粘外流场数值解；步骤2、工程表面热流率计算；步骤3、工程结构传热耦合计算；步骤4、弹道状态动态插值方法；步骤5、高温化学非平衡效应。步骤1具体包括：控制方程采用三维欧拉方程对无粘外流场求解，采用块结构网格机翼基于分布式并行计算技术，取无粘流场解结果中的物面参数作为边界层外缘参数提供给工程方法中的边界层简化算法。输出的物面参数包括：坐标(m)、物面速度分量(m/s)、马赫数、压强(Pa)、密度(kg/m3)、静温(K)、总能(J/m3)。而边界层的工程算法可以得到用于防热系统中结构传热计算所需的飞行器表面热流及传热系数等参数。步骤2具体包括：本专利技术针对的是全机外形，根据热流密度工程计算方法将飞行器表面热流的计算划分为驻点区和非驻点区两个区域。驻点区热流计算采用目前广泛使用的Fay-Riddell公式(中国人民解放军总装备部军事训练教材编辑工作委员会.高超声速气动热和热防护[M].北京:国防工业出版社,2003:46-136.)：式中：ρw、μw、hw分别表示物面密度、物面粘性系数和物面焓，ρs、μs分别为驻点密度及驻点粘性系数，hD为平均空气电离焓，计算中取普朗特数Pr＝0.71、路易斯数Le＝1.0。非驻点区的热流密度计算公式(卞荫贵,钟家康.高温边界层传热[M].科学出版社.1986.)，本专利技术采用的是工程中常用的平板传热模型。步骤3具体包括：热防护结构内表面采用绝热壁边界条件，依据防热结构材料的毕奥数Bi的大小，采不同的传热计算模型(航天工业部部标准,“战术导弹气动加热工程计算方法”QJ1734-89，1989.)：式中α为传热系数，δ为材料结构厚度，λδ为当前材料热传导系数。当Bi＜0.1时，采用如下式所示的热薄壁传热模型：初始条件为：Tw|t＝0＝T0(4)式中ρδ、cδ、ε分别为表示分别表示防热材料的密度、比热容和表面辐射系数。采用差分方法对式(3)进行加热本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种三维复杂外形高速飞行器流‑固‑热快速计算方法，其特征在于，包括步骤如下：步骤1、无粘外流场数值解；步骤2、工程表面热流率计算；步骤3、工程结构传热耦合计算；步骤4、弹道状态动态插值方法；步骤5、高温化学非平衡效应。

【技术特征摘要】
1.一种三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于，包括步骤如下：步骤1、无粘外流场数值解；步骤2、工程表面热流率计算；步骤3、工程结构传热耦合计算；步骤4、弹道状态动态插值方法；步骤5、高温化学非平衡效应。2.如权利要求1所述的三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于：步骤1具体包括：控制方程采用三维欧拉方程对无粘外流场求解，采用块结构网格机翼基于分布式并行计算技术，取无粘流场解结果中的物面参数作为边界层外缘参数提供给工程方法中的边界层简化算法，输出的物面参数包括：坐标(m)、物面速度分量(m/s)、马赫数、压强(Pa)、密度(kg/m3)、静温(K)、总能(J/m3)，而边界层的工程算法可以得到用于防热系统中结构传热计算所需的飞行器表面热流及传热系数等参数。3.如权利要求1所述的三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于：步骤2具体包括：本发明针对的是全机外形，根据热流密度工程计算方法将飞行器表面热流的计算划分为驻点区和非驻点区两个区域。驻点区热流计算采用Fay-Riddell公式：式中：ρw、μw、hw分别表示物面密度、物面粘性系数和物面焓，ρs、μs分别为驻点密度及驻点粘性系数，hD为平均空气电离焓，计算中取普朗特数Pr＝0.71、路易斯数Le＝1.0；非驻点区的热流密度计算公式采用的是工程中常用的平板传热模型。4.如权利要求1所述的三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于：步骤3具体包括：热防护结构内表面采用绝热壁边界条件，依据防热结构材料的毕奥数Bi的大小，采不同的传热计算模型：式中α为传热系数，δ为材料结构厚度，λδ为当前材料热传导系数。当Bi＜0.1时，采用如下式所示的热薄壁传热模型：初始条件为：Tw|t＝0＝T0(4)式中ρδ、cδ、ε分别为表示分别表示防热材料的密度、比热容和表面辐射系数。采用差分方法对式(3)进行加热时间t推进求解，即可得到热薄壁条件下热防护层温度随时间的变化。当Bi＞0.1时，采用热厚壁传热模型。将热厚壁由内而外分为j层进行逐层推进求解：表层：最内层：中间层：初始条件为：Tj|t＝0＝T1|t＝0＝Tn|t＝0＝T0(8)式中下标m为为材料类型，n表示层数，λm为材料m的热传导系数。利用差分离散可计算求得热厚壁条件下热防护结构各层材料的温度随时间变化的结果。5.如权利要求4所述的三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于：气动加热与结构传热过程的耦合特性以物面温度Tw作为物面边界输入条件，然后通过简化边界层工程方法计算得到表面热流密度qn；而在计算结构传热时，又以热流密度qn作为热边界条件，计算得到物面温度。在时间步tn的求解中，以上一时间步tn-1的物面温度作为本时间步的物面温度边界条件，采用工程算法进行边界层的气动加热计算，得出tn时间步的热流密度然后以作为热边界输入条件提供给结构传热计算模块，计算得到tn时间步的物面温度如此循环以实现结构传热和气动热环境的耦合计算。6.如权利要求1所述的三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于：步骤4具体包括：计算非定常弹道状态的气动加热与结构传热耦合计算需要足够多的无粘外流的数值解作为其输入参数；利用无粘外流解动态插值方法提高耦合算法计算效率：通过已经预先完成的有限个无粘外流解的流场结果，插值得到当前弹道时间点上飞行条件下的流场解，以供气动加热与结构传热计算所需。7.如权利要求6所述的三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法，其特征在于：1)根据飞行器物面上的当地流场参数与来流参数的比值在不同飞行高度下几乎保持不变这一规律，对同一飞行器，已经某高度H0下的边界层外缘参数P0以及该高度下的流动参数Pinf0，同时已知任意高度下的大气参数Pinfx，可以通过Px＝Pinfx×P0/Pinf0的简单换算获得该飞行器在任意高度上的边界层外缘参数；2)由1)，对于整个弹道状态，无粘外流解只需计算设定参考飞行高度下的两...

【专利技术属性】
技术研发人员：李佳伟，杨天鹏，王江峰，王钰涵，李龙飞，王丁，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32