CN111695219A - 一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法 - Google Patents

一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及数值模拟技术领域，具体涉及一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法。本发明提供的覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法，包括以下步骤：建立外围流场数值模拟模型；建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型；建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型。本发明采用“流固耦合传热”和“热力耦合”结合的数值模拟方法，模拟覆有热保护涂层的蒙皮板在气动加热与气动载荷共同作用下的应力场分布，更能真实模拟超高音速飞行条件下热源载荷以及覆有热保护涂层的蒙皮板随时间变化的应力场分布情况，而且可以节省试验成本，缩短研究周期，提高计算精度和准确性。

Description

一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预 测方法
技术领域
本发明涉及蒙皮板应力分析技术领域，具体涉及一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法。
背景技术
热保护涂层可以明显降低基材温度、硬度高、化学稳定性好，具有防止高温腐蚀、延长热端部件使用寿命等优点，热保护涂层对于基底材料起到隔热作用，能够降低基底温度，使得用其制成的器件能在高温下运行，因此，新型多功能热保护涂层技术成为未来航空领域高温防护涂层技术的发展方向。
然而，热保护涂层在实际服役过程中，由于涂层与基底材料参数不匹配导致热保护涂层受到热应力和残余应力的交替作用，涂层界面可能会产生裂纹，这会严重威胁飞行员和飞行器的安全。为了避免此现象发生，就需要了解超高音速飞行条件下，覆有热保护涂层的蒙皮板内部的应力场分布。
目前，对气动加热问题进行研究的方法大致分为四种：飞行试验、风洞实验、工程估算和数值模拟。前两种方法成本高，并且耗费周期也比较长；工程估算方法无法解决非线性问题。近代随着计算机技术的进步，数值模拟这一研究手段被极大的发展，它可以解决复杂的问题，并且在计算精度以及开发时间和研究成本方面的优势是其他研究手段无法比拟的。目前，已经开展了比较广泛的有限元模拟研究，预测在气动加热作用下，蒙皮板的温度场、位移场、应力场以及破坏过程。
目前通过数值模拟的方法对气动加热问题进行研究时，通常人为的设定温度载荷曲线，这样做的缺点是不能真实模拟超高音速飞行条件的温度载荷变化情况。
发明内容
本发明的目的在于提供一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法，本发明通过“流固耦合传热”和“热力耦合”结合的数值模拟方法，最大限度还原覆有热保护涂层的蒙皮板在超高音速飞行条件下，其内部的应力场分布情况，提高了计算精度和准确性。
为了实现上述发明目的，本发明提供以下技术方案：
本发明提供了一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法，包括以下步骤：
建立外围流场数值模拟模型，将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果；
建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型，将所述流-固耦合面温度随时间变化的结果带入所述传热分析数值模拟模型，得到温度场结果；
建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型，将所述壁面压强结果和温度场结果载入所述应力分析数值模拟模型，得到应力预测结果。
优选地，所述建立外围流场数值模拟模型的方法，包括以下步骤：
11)构建超音速飞行条件下的流场的三维模型；
12)对所述流场的三维模型进行网格划分；
13)在Fluent求解器中进行工程设置；
14)设置边界条件，所述边界包括进口、出口和壁面；
15)将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果；
所述13)和14)没有时间先后顺序。
优选地，步骤12)所述网格划分采用六面体网格进行划分。
优选地，步骤13)所述工程设置时，包括：设置基于密度的求解器；定义流体湍流类型为SSTk-ω模型；时间积分采用隐式格式求解；空间离散采用二阶迎风格式求解；初始化求解顺序，从进口开始求解；设置分析步长与总计算时间。
优选地，所述建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型的方法，包括以下步骤：
21)构建覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型；
22)对所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型进行网格划分；
23)设置边界条件，设置固体的热暴露表面为流-固耦合面；
24)在ANSYSworkbench中进行工程设置；
25)进行耦合设置；
26)得到温度场结果。
优选地，步骤22)所述网格划分采用六面体网格进行划分；所述流-固耦合面的网格尺寸设为一致。
优选地，步骤25)所述耦合设置时，包括：设置流-固耦合面交换的物理量：温度和热流大小；设置最大迭代步数。
优选地，所述建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型的方法，包括以下步骤：
31)建立应力分析几何模型，所述应力分析几何模型与覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型一致；
32)在应力分析几何模型中载入传热分析数值模拟模型分析出的整个结构的温度场结果和流场数值模拟模型分析出的壁面压强结果；
33)设置约束方式为固定支撑、无摩擦支撑和位移支撑中的一种或几种；
34)工程设置；
35)得到应力场结果。
优选地，步骤34)所述工程设置，包括：设置最大和最小的计算时间步长，初始计算时间步长与最小计算时间步长一致；设置总计算时间。
本发明提供了一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法，包括以下步骤：建立外围流场数值模拟模型；建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型；建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型。本发明通过建立外围流场数值模拟模型得到流体温度和流体压力结果，进而获得壁面压强结果；通过建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型获得温度场结果；利用获得的壁面压强结果和温度场结果，模拟分析覆有热保护涂层的蒙皮板的应力场分布情况。本发明采用“流固耦合传热”和“热力耦合”结合的数值模拟方法，模拟覆有热保护涂层的蒙皮板在气动加热与气动载荷共同作用下的应力场分布。相比于现有技术，本发明提供的应力预测方法更能真实模拟超高音速飞行条件下热源载荷以及覆有热保护涂层的蒙皮板随时间变化的应力场分布情况，而且可以节省试验成本，缩短研究周期，可以预测出更加真实的结果，提高了计算精度和准确性，进而达到提升飞行器安全的效果。
附图说明
图1为本发明流-热-力耦合数值模拟过程流程图；
图2为本发明实施例1中外围流场的三维模型；
图3为本发明实施例1中外围流场数值模拟模型；
图4为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型；
图5为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板的固定支撑位置；
图6为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板的无摩擦支撑位置；
图7-a为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在0.01s时刻的应力分布；
图7-b为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在2.09s时刻的应力分布；
图7-c为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在8.33s时刻的应力分布；
图7-d为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在20.17s时刻的应力分布；
图7-e为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在32s时刻的应力分布；
图8为覆有热保护涂层的蒙皮板结构内最大应力变化曲线；
图9为流-热-力耦合系统。
具体实施方式
本发明提供了一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法，包括以下步骤：
建立外围流场数值模拟模型，将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果；
建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型，将所述流-固耦合面温度随时间变化的结果带入所述传热分析数值模拟模型，得到温度场结果；
建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型，将所述壁面压强结果和温度场结果载入所述应力分析数值模拟模型，得到应力预测结果。
在本发明中，所述覆有热保护涂层的蒙皮板中热保护涂层优选为氧化铝陶瓷基复合材料涂层，所述热保护涂层的组分优选为氧化铝和铁的复合材料；所述热保护涂层的厚度优选为0.5～1mm。在本发明中，所述蒙皮板的材质优选为钛合金。
在本发明中，氧化铝陶瓷基复合材料涂层能耐更高的温度，适于超音速飞行下的热防护；该涂层的温度场分布特性和应力特性对于研究其在高速飞行极端气动条件下的热防护性能和抗热震的性能非常重要，但由于现有技术难以获得该氧化铝陶瓷基复合材料涂层的热物特性，采用传统的模拟方法，难以准确分析氧化铝陶瓷基复合材料涂层在超音速飞行条件下的应力特性。
本发明建立外围流场数值模拟模型，将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果。在本发明中，覆有热保护涂层的蒙皮板在高速飞行条件下，其外围会产生激波，所述外围流场指包含激波的外围气体。在本发明中，所述建立外围流场数值模拟模型的方法，优选包括以下步骤：11)构建超音速飞行条件下的流场的三维模型；12)对所述流场的三维模型进行网格划分；13)在Fluent求解器中进行工程设置；14)设置边界条件，所述边界包括进口、出口和壁面；15)得到流体温度和流体压力结果；所述13)和14)没有时间先后顺序。
在本发明中，所述构建超音速飞行条件下的流场的三维模型时，优选通过CAD软件构建出流场的几何模型，导出为igst文件，将此文件导入Fluent软件中。在本发明的具体实施例中，CAD画出的三维模型的尺寸单位为mm。
构建完成所述流场的三维模型后，本发明优选对所述流场的三维模型进行网格划分，所述网格划分优选采用六面体网格进行划分，细化近壁面的网格大小，以此得到更为准确的对流换热系数。在本发明的具体实施例中，设置全局网格尺寸为3mm，壁面四个边的网格尺寸为2mm。
完成所述网格划分后，本发明优选在Fluent求解器中进行工程设置，打开Fluent求解器中的能量开关，计算流场内部的温度场分布情况。在本发明中，进行所述工程设置时，优选包括：设置基于密度的求解器；定义流体湍流类型为SSTk-ω模型；时间积分采用隐式格式求解；空间离散采用二阶迎风格式求解；初始化求解顺序，从进口开始求解；设置分析步长与总计算时间；所述总计算时间根据固体的升温曲线进行设置，当固体趋于热稳态时，记录下时间，此时刻为总计算时间；所述分析步长根据Fluent求解器中的残差曲线图，残差结果能够趋于收敛说明分析步长的取值合适。在本发明的具体实施例中，设置分析步长为0.01s，总计算时间为32s。
完成所述工程设置后，本发明优选设置边界条件，所述边界优选包括进口、出口和壁面。在本发明中，优选设置流体为理想气体。在本发明中，所述进口(压强远场边界条件)用于模拟一个具有自由流线的可压缩流动在无穷远处的指定了马赫数和静力条件的情况，所述出口(压强远场边界条件)用于模拟一个具有自由流线的可压缩流动在无穷远处的指定了马赫数和静力条件的情况，所述壁面的设置原则为当固体和外围流体存在互相影响的关系的时候，需要对其进行耦合设置。
在本发明的具体实施例中，设置进口的参数为：速度5马赫，压强30000Pa，温度238K；设置出口的参数为：速度5马赫，压强30000Pa，温度238K；壁面设置初始温度为环境温度25℃。在本发明中，对于高超声速的环境下，将进口和出口的边界条件都设为压强远场边界条件，结果更为准确。
完成上述设置后，将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果。在所述计算过程中采用的分析软件为ANSYSworkbench和Fluent求解器。在本发明中，流体计算采用的数学模型为纳维斯托克斯方程；传热计算采用的数学模型为三维非稳态无内热源导热方程；应力计算采用的数学模型为典型的热力理论。
本发明建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型，将所述流-固耦合面温度随时间变化的结果带入所述传热分析数值模拟模型，得到温度场结果。在本发明中，所述建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型的方法，优选包括以下步骤：21)构建覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型；22)对所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型进行网格划分；23)设置边界条件，设置固体的热暴露表面为流-固耦合面；24)在ANSYS workbench中进行工程设置；25)进行耦合设置；26)得到温度场结果。
本发明构建覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型，在构建所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型时，优选通过CAD软件构建出蒙皮板结构的几何模型，导出为igst文件，将此文件导入ANSYS软件中。在本发明的具体实施例中，所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型尺寸为：热保护涂层厚度为1mm，蒙皮板厚度为5mm，水平高度17.3mm，内半径38mm，内倾斜60°。
构建完成所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型后，本发明优选对所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型进行网格划分；所述网格划分优选采用六面体网格进行划分，流-固耦合面的网格尺寸优选设为一致，有助于数据传输的准确性。在本发明中，所述流-固耦合面的网格尺寸优选与所述流场的壁面(固体的热暴露表面，也即流-固耦合面)网格尺寸一致，有利于准确地进行固体和流体之间在耦合面上的数据(对流换热系数)的交换。在本发明的具体实施例中，全局(覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型)网格大小为2mm。
完成所述网格划分后，本发明优选设置边界条件，设置固体的热暴露表面为流-固耦合面。
完成所述边界条件设置后，本发明优选在ANSYSworkbench中进行工程设置。在本发明中，所述工程设置优选设置分析步长和总计算时间。在本发明的具体实施例中，设置分析步长为0.01s，总计算时间为32s。在本发明中，流体和固体的总计算时间应保持一致，因为这两个物理场是耦合的；固体采用的分析步长是流体的倍数，以此确保耦合面交换数据的时机是契合的。
完成所述工程设置后，本发明优选进行耦合设置，所述耦合设置优选在ANSYSworkbench中的systemcoupling中进行。在本发明中，进行所述耦合设置时，优选包括：设置流-固耦合面交换的物理量，温度和热流大小；设置最大迭代步数。在本发明中，设置温度和热流为耦合面的交换物理量是因为：流体需要固体不断地反馈热暴露面的温度，因此修正给予固体的热流大小；固体根据变化的输入热流改变自身整个温度场。在本发明的具体实施例中，通过Fluent求解器的后处理界面可以得到耦合面的温度和热流大小。在本发明中，所述最大迭代步数根据fluent的残差曲线图的收敛性进行判断。在本发明的具体实施例中，所述温度优选为1400℃，热流大小优选为2400kW/m2，最大迭代步数优选为5步。
完成上述设置后，将所述流-固耦合面温度随时间变化的结果带入所述传热分析数值模拟模型，得到温度场结果。采用的分析软件为ANSYS workbench和Fluent求解器。
本发明建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型，获取覆有热保护涂层的蒙皮板在高速飞行过程中，其自身受热应力和流体压强共同作用下的应力变化情况。在本发明中，所述建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型的方法，优选包括以下步骤：31)建立应力分析几何模型，所述应力分析几何模型与覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型一致；32)在应力分析几何模型中载入传热分析数值模拟模型分析出的整个结构的温度场结果和流场数值模拟模型分析出的壁面压强结果；33)设置约束方式为固定支撑、无摩擦支撑和位移支撑中的一种或几种；34)工程设置；35)得到应力场结果。
本发明优选建立应力分析几何模型，所述应力分析几何模型与覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型一致。本发明优选对所述应力分析几何模型进行网格划分，在本发明中，所述应力分析几何模型与所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型采用相同的网格划分尺寸。
完成所述应力分析几何模型的建立后，本发明优选在应力分析中载入传热分析数值模拟模型分析出的整个结构的温度场结果和流场数值模拟模型分析出的壁面压强结果。在本发明中，所述载入的方式优选为将ANSYS workbench中传热分析模块和流场分析模块的“solution”链接至力分析模块的“setup”。
完成上述载入后，本发明优选设置约束方式。在本发明的具体实施例中，约束方式如图4所示：覆有热保护涂层的蒙皮板内面(未与流体接触的面)设置为固定支撑的约束方式，实际生产中蒙皮板内面与飞行器骨架铆接，蒙皮板内面是无法移动的，因此采用固定支撑；蒙皮板四周的面(实际使用中与周围蒙皮板接触的面)设置为无摩擦支撑的约束方式，此约束方式只是起到支撑作用，实际使用中周围的蒙皮板对中间的蒙皮板的作用符合牛顿第三运动定律，这与无摩擦支撑的约束相符合。
完成所述约束方式设置后，本发明优选进行工程设置。在本发明中，所述工程设置，优选包括：设置最大和最小的计算时间步长，初始计算时间步长与最小计算时间步长一致；设置总计算时间；最后进行求解。在本发明中，所述最小计算时间步长优选为初始计算时间步长，有利于提高结果的准确性；所述总计算时间优选根据固体的热稳态时间进行设置，固体的热稳态时间根据固体的热稳态数值模拟仿真获取。在本发明的具体实施例中，计算时间步长最小为0.01s，最大为10s，初始计算时间步长0.01s，总计算时间步长32s。
完成上述设置后，计算得到应力场结果。
本发明提供的覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法采用流-固耦合传热和热力耦合数值模拟，流-热-力耦合数值模拟过程流程图如图1所示，图1中“结构表面温度”指的是覆有热保护涂层的蒙皮板的表面温度，“流体输入热流”指的是覆有热保护涂层的蒙皮板外围高温气体对蒙皮的输入热流。由图1可知，本发明先利用传热模型(覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型)和流体模型(外围流场数值模拟模型)得到温度场结果以及流体温度和流体压力结果，建立流-固耦合传热模型(分析外围流体的温度和压强，固体的温度场的数值模拟模型)，进而得到覆有热保护涂层的蒙皮板表面压力和覆有热保护涂层的蒙皮板在气动加热作用下的动态温度场变化；然后在应力分析中载入传热模型分析出的整个结构的温度场结果和流体模型分析出的壁面压强结果，得到覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力场情况分析结果。
本发明在超高音速飞行条件下，对覆有热保护涂层的蒙皮板结构进行应力场数值模拟过程中，采用“流固耦合传热”和“热力耦合”结合的数值模拟方法，得出符合服役条件下的热源载荷以及蒙皮板随时间变化的应力场分布情况。本发明适用于超高音速飞行条件下，求解结构在气动加热与气动载荷共同作用下的应力场，得出热源分布以及应力场结果，与现有技术相比，可以节省试验成本，研究周期相对缩短；更能符合实际服役情况，可以预测出更加真实的结果，以此达到提升飞行器安全的效果。
下面将结合本发明中的实施例，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
1、建立外围流场数值模拟模型
流场的三维模型如图2所示，对所述流场的三维模型进行网格划分，如图3所示；设置全局网格尺寸为3mm，壁面四个边的网格尺寸为2mm；壁面的二维平面为边长2mm的正方形；整个流场的三维模型中所有网格都是六面体结构；设置分析步长为0.01s，总计算时间为32s；设置边界条件，如图3所示，进口(压强远场边界条件，速度5马赫，压强30000Pa，温度238K)、出口(压强远场边界条件，速度5马赫，压强30000Pa，温度238K)，将壁面设置为流-固耦合面；
2、建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型
构建覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型，模型尺寸为：热保护涂层厚度为1mm，蒙皮板厚度为5mm，水平高度17.3mm，内半径38mm，内倾斜60°，如图4所示；对所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型进行网格划分：网格类型采用六面体网格，全局网格大小2mm；设置涂层表面的热暴露面为流-固耦合面，设置分析步长为0.01s，总计算时间为32s；设置流-固耦合面交换的物理量时，最大迭代步数为5步。
3、建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型
应力分析几何模型与传热分析几何模型一致；在应力分析模块中载入传热模型分析出的整个结构的温度场结果和流场模型分析出的壁面压强结果。设置约束形式，约束方式如图5和图6所示；蒙皮板内面(未与流体接触的面)设置为固定支撑的约束方式，实际生产中蒙皮板内面与飞行器骨架铆接，蒙皮板内面是无法移动的，因此采用固定支撑，如图5所示；蒙皮板四周的面(实际使用中与周围蒙皮板接触的面)设置为无摩擦支撑的约束方式，如图6所示，此约束方式只是起到支撑作用，实际使用中周围的蒙皮板对中间的蒙皮板的作用符合牛顿第三运动定律，这与无摩擦支撑的约束相符合；计算时间步长最小为0.01s，最大为10s，初始计算时间步长0.01s，总计算时间步长32s；最后进行求解，得到覆有热保护涂层的蒙皮板随时间变化的应力场云图，如图7-a～7-e所示。其中，图7-a为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在0.01s时刻的应力分布；图7-b为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在2.09s时刻的应力分布；图7-c为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在8.33s时刻的应力分布；图7-d为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在20.17s时刻的应力分布；图7-e为本发明实施例1中覆有热保护涂层的蒙皮板在32s时刻的应力分布。
由图7-a～7-e可以看出，在气动加热作用下，热保护涂层和蒙皮板被加热，结构内的热应力逐渐增大和传递，结构内热应力的集中区域可以清晰地呈现出来。并且在图7-a、图7-b和图7-c图中可以清楚看出，热保护涂层和蒙皮板之间有应力集中现象。
图8为覆有热保护涂层的蒙皮板结构内最大应力变化曲线，从图8中可以看出，整个过程中结构内应力最大时刻为2s，其所对应云图为图7-b，在图7-b中应力集中于热保护涂层和蒙皮板之间，此刻的巨大应力可能会导致涂层的开裂或者剥落。
图9为整个数值模拟系统在ANSYSWorkbench中的搭建平台，为流-热-力耦合系统；其中图9中的A为材料编辑模块，图9中的B为传热分析模块，图9中的C为流体分析模块，图9中的D为耦合模块，图9中的E为力分析模块。
由图9可以看出传热分析模块与应力分析模块使用相同的材料属性和三维结构模型，传热分析模块和流体分析模块通过耦合器进行数据传输。由上述描写可以发现本发明是基于流固耦合传热分析和热力耦合分析的数值模拟手段。
实施例2
利用实施例1所搭建的数值模拟系统，对NASA(美国国家航空航天局)高超声速圆管风洞试验模型进行仿真，结果表明，分析结果与试验结果吻合较好。在2s时驻点热流密度的模拟结果为699kw/m2，相应的测试值为670kw/m2，相对误差为4.32％。另外，在2s时驻点温度的模拟结果为445k，相应的测试值为465k，相对误差为4.3％。通过与试验结果的比较，验证了本发明应力预测方法的精确度和正确性。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种覆有热保护涂层的蒙皮板在超音速飞行条件下的应力预测方法，包括以下步骤：
建立外围流场数值模拟模型，将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果；
建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型，将所述流-固耦合面温度随时间变化的结果带入所述传热分析数值模拟模型，得到温度场结果；
建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型，将所述壁面压强结果和温度场结果载入所述应力分析数值模拟模型，得到应力预测结果。
2.根据权利要求1所述的应力预测方法，其特征在于，所述建立外围流场数值模拟模型的方法，包括以下步骤：
11)构建超音速飞行条件下的流场的三维模型；
12)对所述流场的三维模型进行网格划分；
13)在Fluent求解器中进行工程设置；
14)设置边界条件，所述边界包括进口、出口和壁面；
15)将飞行速度和气体压强带入所述外围流场数值模拟模型，得到壁面压强结果；将气体温度和流-固耦合面初始温度带入所述外围流场数值模拟模型，得到流-固耦合面温度随时间变化的结果；
所述13)和14)没有时间先后顺序。
3.根据权利要求2所述的应力预测方法，其特征在于，步骤12)所述网格划分采用六面体网格进行划分。
4.根据权利要求2所述的应力预测方法，其特征在于，步骤13)所述工程设置时，包括：设置基于密度的求解器；定义流体湍流类型为SST k-ω模型；时间积分采用隐式格式求解；空间离散采用二阶迎风格式求解；初始化求解顺序，从进口开始求解；设置分析步长与总计算时间。
5.根据权利要求1所述的应力预测方法，其特征在于，所述建立覆有热保护涂层的蒙皮板的传热分析数值模拟模型的方法，包括以下步骤：
21)构建覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型；
22)对所述覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型进行网格划分；
23)设置边界条件，设置固体的热暴露表面为流-固耦合面；
24)在ANSYS workbench中进行工程设置；
25)进行耦合设置；
26)得到温度场结果。
6.根据权利要求5所述的应力预测方法，其特征在于，步骤22)所述网格划分采用六面体网格进行划分；所述流-固耦合面的网格尺寸设为一致。
7.根据权利要求5所述的应力预测方法，其特征在于，步骤25)所述耦合设置时，包括：设置流-固耦合面交换的物理量：温度和热流大小；设置最大迭代步数。
8.根据权利要求1所述的应力预测方法，其特征在于，所述建立覆有热保护涂层的蒙皮板的应力分析数值模拟模型的方法，包括以下步骤：
31)建立应力分析几何模型，所述应力分析几何模型与覆有热保护涂层的蒙皮板的三维模型一致；
32)在应力分析几何模型中载入传热分析数值模拟模型分析出的整个结构的温度场结果和流场数值模拟模型分析出的壁面压强结果；
33)设置约束方式为固定支撑、无摩擦支撑和位移支撑中的一种或几种；
34)工程设置；
35)得到应力场结果。
9.根据权利要求8所述的应力预测方法，其特征在于，步骤34)所述工程设置，包括：设置最大和最小的计算时间步长，初始计算时间步长与最小计算时间步长一致；设置总计算时间。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113306742A (zh) * 2021-04-20 2021-08-27 中国直升机设计研究所 一种直升机迎风表面涂层验证试验方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105046023A (zh) * 2015-08-27 2015-11-11 湘潭大学 涂有热障涂层的器件的工况模拟方法
WO2016173313A1 (zh) * 2015-04-27 2016-11-03 江苏金通灵流体机械科技股份有限公司 一种基于ansys的双相不锈钢与异种钢焊接变形预测方法
WO2017084106A1 (zh) * 2015-11-20 2017-05-26 田川 一种数值模拟飞行器流场的系统及方法
CN107832494A (zh) * 2017-10-13 2018-03-23 南京航空航天大学 高超声速飞行器前缘流‑热‑固一体化计算方法
CN109298031A (zh) * 2017-08-04 2019-02-01 燕山大学 航天隔热复合材料粘接缺陷检测方法
CN110348061A (zh) * 2019-06-14 2019-10-18 西南交通大学 一种高速受电弓的双向流固耦合三维数值模拟方法
CN110598324A (zh) * 2019-09-12 2019-12-20 西安交通大学 一种核反应堆弥散型板型燃料元件堆芯流固耦合计算方法
CN110781629A (zh) * 2019-11-20 2020-02-11 桂林理工大学 一种对流散热系数的确定方法及系统

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016173313A1 (zh) * 2015-04-27 2016-11-03 江苏金通灵流体机械科技股份有限公司 一种基于ansys的双相不锈钢与异种钢焊接变形预测方法
CN105046023A (zh) * 2015-08-27 2015-11-11 湘潭大学 涂有热障涂层的器件的工况模拟方法
WO2017084106A1 (zh) * 2015-11-20 2017-05-26 田川 一种数值模拟飞行器流场的系统及方法
CN109298031A (zh) * 2017-08-04 2019-02-01 燕山大学 航天隔热复合材料粘接缺陷检测方法
CN107832494A (zh) * 2017-10-13 2018-03-23 南京航空航天大学 高超声速飞行器前缘流‑热‑固一体化计算方法
CN110348061A (zh) * 2019-06-14 2019-10-18 西南交通大学 一种高速受电弓的双向流固耦合三维数值模拟方法
CN110598324A (zh) * 2019-09-12 2019-12-20 西安交通大学 一种核反应堆弥散型板型燃料元件堆芯流固耦合计算方法
CN110781629A (zh) * 2019-11-20 2020-02-11 桂林理工大学 一种对流散热系数的确定方法及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张玉燕;李海龙;王振春;温银堂;战再吉: "大载流高速滑动电接触表面瞬态温度分析" *
张玉燕;程洁冰;王振春;孙莎莎;: "高速载流摩擦接触面温度的特性" *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113306742A (zh) * 2021-04-20 2021-08-27 中国直升机设计研究所 一种直升机迎风表面涂层验证试验方法

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