本发明专利技术涉及一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法：每个计算周期执行：计算实际飞行条件下飞行器整体的周边流场，并获取所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数；建立以“外部流场空间、热密封结构流道、飞行器内腔及出口”为边界的热密封结构有限元空间流场计算模型；将所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，作为外部流场输入条件，代入热密封结构有限元空间流场计算模型，采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构的内部空间流场的物理参数，直至流场稳定；如果所得DSMC方法计算结果不具备有效性，则对DSMC计算模型进行修正并续算至流场稳定，重复前一步过程直至DSMC方法计算结果具备有效性。过程直至DSMC方法计算结果具备有效性。过程直至DSMC方法计算结果具备有效性。
【技术实现步骤摘要】
一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法
[0001]本专利技术涉及一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，是一种毫米级或更小尺度流动及传热的模拟方法，主要对高速飞行器高温热密封结构中细微流道及上下游空间内的流场发展情况进行模拟，适用于飞行器热环境与防隔热设计领域。
技术介绍
[0002]为获得热密封结构在特定飞行工况下的外部流场条件，需要采用基于Navier
‑
Stocks的计算方法获取飞行器整体的周边流场。
[0003]在进行典型的流动及传热现象模拟时，基于Navier
‑
Stocks的计算方法是一种普遍采用方法。该方法以流体的连续性假设为前提，在处理飞行器宏观流场时能获得较好的结果，但该方法存在以下不足：当流动尺度缩小到一定程度时，流体的连续性假设不再成立，故该方法不再适用。
[0004]对于热密封结构附近的局部小尺度流动现象，通常需要考虑稀薄气体效应，采用直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)是常用的一种计算方法。但该方法计算量大、耗时长，仅适合处理局部小尺寸(毫米级或更小尺度)的流动区域。
技术实现思路
[0005]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，以研究飞行器高温热密封结构内部的流动与传热过程，兼顾计算准确度和计算耗时。
[0006]本专利技术解决技术的方案是：一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，该方法每个计算周期执行如下步骤：
[0007](1)、获取当前实际飞行条件，建立飞行器整体的有限元分析模型，计算实际飞行条件下飞行器整体的周边流场，并获取所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，所述实际飞行条件包括来流压力、温度、密度、速度矢量以及飞行器外形，所述物理参数包括压力、温度、密度、速度矢量；
[0008](2)、根据所关注热密封结构的几何尺寸，建立以“外部流场空间、热密封结构流道、飞行器内腔及出口”为边界的热密封结构有限元空间流场计算模型；
[0009](3)、以步骤(1)所得到所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，作为外部流场输入条件，代入热密封结构有限元空间流场计算模型，设置仿真粒子权重，采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构的内部空间流场的物理参数，直至流场稳定之后进入步骤(4)；所述热密封结构的内部空间流场的物理参数包括压力、温度、密度、Knudsen数分布；
[0010](4)、检查热密封结构的内部空间流场的Knudsen数分布，如果步骤(3)计算得到的稳定流场是有效的，则从中提取所关注热密封结构内部空间流场的物理参数，作为飞行器热密封结构内部流动传热仿真结果，结束；否则，保留DSMC方法当前计算状态；进入步骤
(5)；
[0011](5)、对空间流场计算模型进行修正，采用修正后的空间流场计算模型，从步骤(4)保留的DSMC方法当前计算状态开始，继续采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构内空间流场的物理参数，直至流场稳定之后，再次回到步骤(4)。
[0012]所述步骤(1)采用基于Navier
‑
Stocks的计算方法，计算飞行器整体的周边流场。
[0013]所述步骤(3)流场稳定的判断原则是：流场中仿真粒子总数基本不再随计算时长改变，粒子总数的变化率绝对值不超过0.2/s。
[0014]所述步骤(5)采用如下两种手段或者其中任意一种对空间流场计算模型进行修正：
[0015]①
加密热密封结构有限元空间流场计算模型中Knudsen数<1的局部区域网格；
②
降低DSMC仿真粒子权重。
[0016]所述DSMC仿真粒子权重的初始化值不低于热密封结构有限元空间流场计算模型的计算网格总数的20倍。
[0017]所述热密封结构流道最宽处不大于5mm。
[0018]如果不存在Knudsen数<预设门限的区域，则认为步骤(3)计算得到的稳定流场是有效的，否则，认为步骤(3)计算得到的稳定流场不是有效的。
[0019]所述步骤(4)中Knudsen数分布预设门限为1～10。
[0020]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0021](1)、本专利技术针对流场尺度跨度较大的流动问题，采用了大小尺度解耦计算的方法，通过Navier
‑
Stocks与DSMC相结合，实现了特定飞行工况下飞行器高温热密封结构内部小尺度流动与传热的模拟。相比传统的方法，既保证了结果准确度，又降低了计算耗时。
附图说明
[0022]图1为本专利技术实施例飞行器热密封结构内部流动传热确定方法流程图。
[0023]图2为本专利技术实施例来流与飞行器条件。
[0024]图3为本专利技术实施例飞行器周边流场计算后所得的热密封结构处边界层内的流场条件。
[0025]图4为本专利技术实施例热密封结构局部流场计算有限元模型。
[0026]图5为本专利技术实施例热密封结构局部流场计算最终所得到的流线分布图。
具体实施方式
[0027]下面结合实施例对本专利技术作进一步阐述。
[0028]如图1所示，本专利技术提供了一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，该方法在每个计算周期执行如下步骤：
[0029](1)、获取当前实际飞行条件，建立飞行器整体的有限元分析模型，计算实际飞行条件下飞行器整体的周边流场，并获取所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，所述实际飞行条件包括来流压力、温度、密度、速度矢量以及飞行器外形，所述物理参数包括压力、温度、密度、速度矢量；本步骤采用基于Navier
‑
Stocks的计算方法，计算飞行器整体的周边流场。
[0030](2)、根据所关注热密封结构的几何尺寸，建立以“外部流场空间、热密封结构流道、飞行器内腔及出口”为边界的热密封结构有限元空间流场计算模型；
[0031](3)、以步骤(1)所得到所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，作为外部流场输入条件，代入热密封结构有限元空间流场计算模型，设置仿真粒子权重，采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构的内部空间流场的物理参数，直至流场稳定之后进入步骤(4)；所述热密封结构的内部空间流场的物理参数包括压力、温度、密度、Knudsen数分布；
[0032]优选地，所述DSMC仿真粒子权重的初始化值不低于热密封结构有限元空间流场计算模型的计算网格总数的20倍。
[0033]优选地，流场稳定的判断原则是：流场中仿真粒子总数基本不再随计算时长改变，粒子总数的变化率绝对值不超过0.2/s。
[0034](4)、检查热密封结构的内部空间流场的Knudsen数分布，如果步骤(3)计算得到的稳定流场是有效的，从中提取所关注热密封结构内部空间流场的物理参数，作为飞行器热密封结构内部流动传热仿真结果，结束；否则，保留DSMC方法当前计算状态；本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，其特征在于每个计算周期执行如下步骤：(1)、获取当前实际飞行条件，建立飞行器整体的有限元分析模型，计算实际飞行条件下飞行器整体的周边流场，并获取所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，所述实际飞行条件包括来流压力、温度、密度、速度矢量以及飞行器外形，所述物理参数包括压力、温度、密度、速度矢量；(2)、根据所关注热密封结构的几何尺寸，建立以“外部流场空间、热密封结构流道、飞行器内腔及出口”为边界的热密封结构有限元空间流场计算模型；(3)、以步骤(1)所得到所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，作为外部流场输入条件，代入热密封结构有限元空间流场计算模型，设置仿真粒子权重，采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构的内部空间流场的物理参数，直至流场稳定之后进入步骤(4)；所述热密封结构的内部空间流场的物理参数包括压力、温度、密度、Knudsen数分布；(4)、检查热密封结构的内部空间流场的Knudsen数分布，如果步骤(3)计算得到的稳定流场是有效的，则从中提取所关注热密封结构内部空间流场的物理参数，作为飞行器热密封结构内部流动传热仿真结果，结束；否则，保留DSMC方法当前计算状态；进入步骤(5)；(5)、对空间流场计算模型进行修正，采用修正后的空间流场计算模型，从步骤(4)保留的DSMC方法当前计算状态开始，继续采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构内空间流场的物理参数，直至流场稳定之后，再次回到步骤(4)。2.根据权利要求1所述的一种飞行器热密封结构内...
【专利技术属性】
技术研发人员：袁野，聂春生，付斌，贺峥光，曹占伟，于明星，徐晓亮，陈鑫，姚军，张丽娜，孙格靓，初洪宇，聂亮，杨光，李宇，高扬，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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