CN110972561B - 一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法 - Google Patents

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CN110972561B CN201318006892.2A CN201318006892A CN110972561B CN 110972561 B CN110972561 B CN 110972561B CN 201318006892 A CN201318006892 A CN 201318006892A CN 110972561 B CN110972561 B CN 110972561B
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赵桂杰
陶善治
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汪颖
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Abstract

本发明涉及一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，属于高速飞行器燃料舱热防护系统和燃料系统领域。本发明通过对高速飞行器燃料舱换热特点进行分析，忽略增压气体吸热，利用集总参数方法把燃油作为0维处理；利用燃料舱传热系统模型求解燃油温度，利用对流换热关联式求解燃油与燃料舱内壁的对流换热系数；将燃油温度、对流换热系数作为传热学第三类边界条件施加给燃料舱结构模型，针对“隔热层-金属承载结构”固体计算域，求解不同厚度下的燃料箱温度，达到隔热层厚度优化设计的目的，实现了整个过程计算周期大幅度降低。

Description

一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法
技术领域
本发明涉及一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，属于高速飞行器燃料舱热防护系统和燃料系统领域。
背景技术
一种典型高速飞行器燃料舱结构是：贮存燃料的金属结构同时起到飞行器承载作用；由于飞行速度较高，气动加热现象严重，燃料舱金属承载结构外表面需要铺设热防护隔热层以防止超温失效。合理利用燃料热沉能够降低隔热层厚度，增加装油量，提高飞行器射程。
为了评估燃料热沉对隔热层厚度影响从而进行厚度优化，目前的做法是建立包含隔热层、金属承载结构、燃料在内的数值模拟模型，然后依据飞行弹道进行瞬态流固耦合数值模拟。根据数值模拟结果对隔热层厚度进行调整，多次重复瞬态流固耦合数值模拟过程，得到燃料舱隔热层厚度优化值。由于针对隔热层厚度优化设计的瞬态流固耦合数值模拟方法网格规模较大，计算时间步长较小，模拟的飞行时间较长，这都导致计算资源需求巨大，周期较长。根据之前计算经验，对于一个70万六面体网格规模的流固耦合计算模型，在个人电脑、4G内存、8核并联情况下，模拟任务剖面1000s计算，1个算例大约需要1个月时间。这不能满足飞行器方案论证过程中隔热层厚度参数优化的需求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提高高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化设计的效率，加快计算时间，节省计算资源。
为解决上述问题，本发明一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，包括以下步骤：
1)建立燃料舱传热系统模型，包含1维隔热层模型、1维金属承载结构模型和0维燃料模型，隔热层取初始厚度，金属承载结构根据热沉效果相同取等效厚度，0维燃料模型尺寸为100mm×100mm×100mm，模型外表面积A0＝0.06m2，模型体积为V0＝0.001m3；
2)设置隔热层模型外壁面热边界条件：固定温度、固定热流或来流温度加壁面换热系数；
3)设置金属承载结构模型内壁面边界条件：燃料模型温度Tfuel和对流换热系数hfuel；
其中，对流换热系数的计算过程如下：首先根据舱内流动无量纲参数
Figure BBM2020011901170000011
判断流动是否属于自然对流或者强制对流，然后根据流动分区，查找合适的关联式估算换热系数hfuel：
a)当
Figure BBM2020011901170000021
时，强制对流忽略不计，认为是自然对流，采用以下换热关联式形式：
Nu＝C(Gr.Pr)n(C，n需要查找相关传热书籍)
b)当
Figure BBM2020011901170000022
时，自然对流忽略不计，认为是强制对流，
对于层流，采用如下换热关联式形式：
Nu＝0.644Re 1/2.Pr1/3
对于湍流，采用如下换热关联式形式：
Nu＝Pr1/3(0.036Re 0.8-836)
c)当
Figure BBM2020011901170000023
时，流动为混合对流，查找本领域传热书籍中的换热关联式；
根据
Figure BBM2020011901170000024
计算燃料舱内壁面对流换热系数hfuel，其中，Gr为格拉肖夫数，Re为雷诺数，Pr为普朗特数，Nu为努赛尔数，hfuel为对流换热系数，k为燃料导热系数，L为燃料箱特征长度，取为燃料舱高度；
金属承载结构模型内壁面热流qshell＝hfuel·(Tshell-Tfuel)，其中Tshell为金属承载结构模型内壁面温度；
4)根据燃料舱三维模型和飞行弹道数据，计算飞行过程中燃料体积随飞行时间变化数据表V(t)和燃料-舱壁接触面积变化数据表A(t)；
5)在燃料模型外表面设置热流密度
Figure BBM2020011901170000025
其中qtofuel为燃料模型外表面热流密度，qshell为金属承载结构模型内壁面计算热流密度；
6)沿弹道进行换热系统模型瞬态求解，根据弹道数据求解燃料箱换热，得到燃料模型燃料随飞行时间变化数据表Tfuel(t)；
7)建立高速飞行器燃料舱三维计算模型，计算域包含隔热层和金属承载结构，计算模型只包含固体域，不包含流体域；
8)完成网格划分；
9)施加外壁面热边界条件：固定温度、或固定热流、或来流温度加壁面换热系数；
10)设置燃料舱内壁面边界条件如下：
得到燃料舱内壁面干区域和湿区域，其中干区域是燃料舱内壁面与空气接触的区域；湿区域是燃料舱内壁面与燃料接触的区域；
在干区域设置热边界条件：绝热边界条件；
在湿区域设置热边界条件：Tfuel，hfuel；
11)依据弹道数据，进行固体导热瞬态模拟；
12)对燃料舱金属承载结构温度进行分析，并根据分析结果确定是否重复步骤1-11，直到得到满足要求的燃料舱隔热层厚度，其中如果金属温度超过设定温度，则增加隔热层厚度；如果金属温度裕度较大，则减少隔热层厚度。
本发明的计算方法相对于模拟长时间的瞬态流固耦合数值模拟，精度相当，但大大减小了网格划分时间和计算时间，提升了厚度优化计算方法的效率，而且可以针对更加复杂的结构热防护方案进行计算，比如隔热层内热桥、油箱隔板、加强筋、安装设备及支架的考虑。
附图说明
图1是燃料舱三维模型图；
图2是燃料舱传热系统模型图；
图3是燃料舱金属承载结构温度计算结果。
具体实施方式
以下结合附图和具体实例对本发明做详细说明。
图1为燃料舱三维模型图。燃料舱分三个舱，燃料按从左到右的顺序消耗。燃料舱金属结构为铝合金，燃料舱隔热层粘接在铝合金外表面上，铝合金等效厚度为3mm，隔热层初始厚度为30mm。
1)如图2所示，建立燃料舱传热系统模型：模型包含1维隔热层模型、1维铝合金承载结构模型和0维燃料模型，其中隔热层、金属承载结构取一个平板单元即可，平面方向尺寸为100mm×100mm，隔热层尺寸为100mm×100mm×30mm，铝合金承载结构为100mm×100mm×3mm，0维燃料模型尺寸为100mm×100mm×100mm，模型外表面积A0＝0.06m2，模型体积为V0＝0.001m3；
2)设置隔热层模型外壁面固定热流边界条件：10kW/m2；
3)设置铝合金承载结构模型中的内壁面边界条件：燃料模型温度Tfuel和对流换热系数hfuel；
其中，对流换热系数的计算过程如下：首先根据舱内流动无量纲参数
Figure BBM2020011901170000031
判断流动是否属于自然对流或者强制对流，然后根据流动分区，查找合适的关联式估算换热系数：
a)当
Figure BBM2020011901170000032
时，强制对流忽略不计，认为是自然对流，采用以下换热关联式形式：
Nu＝C(Gr.Pr)n(C，n需要查找相关传热书籍)
b)当
Figure BBM2020011901170000041
时，自然对流忽略不计，认为是强制对流，
对于层流，采用如下换热关联式形式：
Nu＝0.644Re 1/2.Pr1/3
对于湍流，采用如下换热关联式形式：
Nu＝Pr1/3(0.036Re 0.8-836)
c)当
Figure BBM2020011901170000042
时，流动为混合对流，查找本领域传热书籍中的换热关联式；
根据
Figure BBM2020011901170000043
计算燃料舱内壁面对流换热系数hfuel，其中，Gr为格拉肖夫数，Re为雷诺数，Pr为普朗特数，Nu为努赛尔数，hfuel为对流换热系数，k为燃料导热系数，L为燃料箱特征长度，取为燃料舱高度；
金属承载结构模型内壁面热流qshell＝hfuel·(Tshell-Tfuel)，其中Tshell为金属承载结构模型内壁面温度；
以本发明为例，首先计算无量纲参数
Figure BBM2020011901170000044
判别流动处于自然对流，根据公式Nu＝C(Gr.Pr)n计算Nu，最后得到hfuel＝150W/(m2.K)；
4)根据燃料舱三维模型和飞行弹道数据(时间、剩油量、飞行姿态)，得到飞行过程中燃料体积随飞行时间变化数据表V(t)和燃料-燃料舱接触面积变化数据表A(t)；
5)在燃料模型外表面设置热流密度
Figure BBM2020011901170000045
其中qtofuel为燃料模型外表面热流密度，qshell为金属承载结构模型内壁面计算热流密度；；
6)在计算流体力学商业软件CFX平台，利用用户自定义函数功能，对燃料舱换热系统模型进行瞬态计算，得到燃料模型中燃料随飞行时间变化数据表Tfuel(t)，此外，还可以通过自编传热分析程序或热分析软件实现；
7)建立高速飞行器燃料舱三维计算模型，计算域包含隔热层和铝合金结构，不包含燃料；而目前已有的流固耦合数值模拟方法中，模型都包含燃料。由于利用燃料舱传热系统模型计算得到了燃料温度变化和利用换热关联式得到了燃油壁面换热系数，因此燃料舱温度快速计算方法减少了工作量，大大降低了计算时间。
8)如图3所示，利用CFX平台的前处理工具完成网格划分；
9)外壁面施加定热流边界条件10kW/m2；
10)设置燃料舱内壁面边界条件如下：
得到燃料舱内壁面的干区域和湿区域，其中干区域是燃料舱内壁面与空气接触的区域；湿区域是燃料舱内壁面与燃料接触的区域；
在干区域设置热边界条件：壁面热流密度为0；
在湿区域设置热边界条件：第三类传热边界条件，流体温度为Tfuel，对流换热系数为＝150W/(m2.K)。
11)利用CFX平台，按照弹道数据，进行固体导热瞬态模拟；
12)对燃料舱金属承载结构的温度进行分析。由于燃料浸润，整个燃料舱铝合金承载结构温度分布并不均匀，和燃油接触时间越长，温度越低。因此可以降低和燃料接触时间长的部位的隔热层厚度。减薄隔热层后，重复步骤1至11，直到得到满意结果。
综上，本发明通过对高速飞行器燃料舱换热特点进行分析，忽略增压气体吸热，利用集总参数方法把燃油作为0维处理；利用燃料舱传热系统模型求解燃油温度，利用对流换热关联式求解燃油与燃料舱内壁的对流换热系数；将燃油温度、对流换热系数作为传热学第三类边界条件施加给燃料舱结构模型，针对“隔热层-金属承载结构”固体计算域，求解不同厚度下的燃料箱温度，达到隔热层厚度优化设计的目的，实现了整个过程计算周期大幅度降低。

Claims (4)

1.一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)建立燃料舱传热系统模型，包含1维隔热层模型、1维金属承载结构模型和0维燃料模型；
2)设置隔热层模型外壁面热边界条件：固定温度、固定热流或来流温度加壁面换热系数；
3)设置金属承载结构模型内壁面边界条件：燃料模型温度Tfuel和对流换热系数hfuel；
其中，对流换热系数的计算过程如下：首先根据舱内流动无量纲参数
Figure FBM2020011901160000011
判断流动是否属于自然对流或者强制对流，然后根据流动分区，查找合适的关联式估算换热系数hfuel：
a)当
Figure FBM2020011901160000012
时，强制对流忽略不计，认为是自然对流，采用以下换热关联式形式：
Nu＝C(Gr.Pr)n
b)当
Figure FBM2020011901160000013
时，自然对流忽略不计，认为是强制对流，
对于层流，采用如下换热关联式形式：
Nu＝0.644Re 1/2.Pr1/3
对于湍流，采用如下换热关联式形式：
Nu＝Pr1/3(0.036Re 0.8-836)
c)当
Figure FBM2020011901160000015
时，流动为混合对流，查找本领域传热书籍中的换热关联式；
根据
Figure FBM2020011901160000016
计算燃料舱内壁面对流换热系数hfuel，其中，Gr为格拉肖夫数，Re为雷诺数，Pr为普朗特数，Nu为努赛尔数，hfuel为对流换热系数，k为燃料导热系数，L为燃料箱特征长度，取为燃料舱高度；
金属承载结构模型内壁面热流qshell＝hfuel.(Tshell-Tfuel)，其中Tshell为金属承载结构模型内壁面温度；
4)根据燃料舱三维模型和飞行弹道数据，计算飞行过程中燃料体积随飞行时间变化数据表V(t)和燃料-舱壁接触面积变化数据表A(t)；
5)在燃料模型外表面设置热流密度
Figure FBM2020011901160000017
其中qtofuel为燃料模型外表面热流密度，qshell为金属承载结构模型内壁面计算热流密度；
6)沿弹道进行换热系统模型瞬态求解，根据弹道数据求解燃料箱换热，得到燃料模型燃料随飞行时间变化数据表Tfuel(t)；
7)建立高速飞行器燃料舱三维计算模型，计算域包含隔热层和金属承载结构，计算模型只包含固体域，不包含流体域；
8)完成网格划分；
9)施加外壁面热边界条件：固定温度、或固定热流、或来流温度加壁面换热系数；
10)设置燃料舱内壁面边界条件如下：
得到燃料舱内壁面干区域和湿区域，其中干区域是燃料舱内壁面与空气接触的区域；湿区域是燃料舱内壁面与燃料接触的区域；
在干区域设置热边界条件：绝热边界条件；
在湿区域设置热边界条件：Tfuel，hfuel；
11)依据弹道数据，进行固体导热瞬态模拟；
12)对燃料舱金属承载结构温度进行分析，并根据分析结果确定是否重复步骤1-11，直到得到满足要求的燃料舱隔热层厚度，其中如果金属温度超过设定温度，则增加隔热层厚度；如果金属温度裕度较大，则减少隔热层厚度。
2.根据权利要求1所述的一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，其特征在于，本方法的计算过程通过计算流体力学软件或者自编传热分析程序、热分析软件实现。
3.根据权利要求2所述的一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，其特征在于，金属承载结构的厚度取决于隔热层初始厚度，要求两者的热沉效果相同，0维燃料模型尺寸为100mm×100mm×100mm，模型外表面积A0＝0.06m2，模型体积为V0＝0.001m3。
4.根据权利要求3所述的一种实现高速飞行器燃料舱隔热层厚度优化的计算方法，其特征在于，步骤2)和9)中外壁面热边界条件包括固定温度、固定热流或来流温度加壁面换热系数。
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