CN115587551A - 一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，包括步骤：将高超声速来流远场边界条件输入宏观CFD求解器中进行高超声速飞行器外流场的数值模拟；提取壁面组分质量分数和温度分布；通过微观RMD求解器得到记录均方位移数据的msd.txt文件和原子轨迹文件；通过MSD方法及Fick定律计算得到质量损失率与材料密度的比值，即烧蚀后退速率；将其输入CFD求解器进行网格重构和瞬态计算，得到高超声速飞行器外流场随飞行器壁面烧蚀后退的瞬态变化情况。该方法采用宏观微观耦合的多尺度预测，相比单一的宏观或微观模拟精度更高，对界面处烧蚀后退现象的表征更为准确，能够为高超声速飞行器烧蚀型热防护系统的发展研究提供必要的科学理论支撑。

Description

一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法

技术领域

本发明属于航空宇航科学领域，针对半主动式热防护系统（烧蚀型防热材料）进行流固耦合跨尺度数值模拟的研究，更具体地说，涉及一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法。

背景技术

高超声速飞行器在飞行过程中由于气动加热和高温气体非平衡效应等，服役环境相比低速飞行器更为恶劣，因此通过热防护系统克服极端热载荷成为了目前的一个挑战。半主动式热防护系统中的烧蚀型防热材料具有极高的防热效率，但由于烧蚀后退效应，飞行器外形会发生变化，并且在气固界面处会发生复杂的传热传质现象，影响飞行器防热材料表面热分布，极大地提高了热预测的难度。

工程上，对高超声速飞行器表面热力特性的研究主要集中在风洞实验、理论推导和数值模拟三个方面。高超声速风洞实验成本高、试验周期长，且无法满足高超声速飞行器飞行环境的焓值和雷诺数等关键参数的要求；理论推导方法计算效率较低，高次多元复杂方程求解较为困难，且难以描述大型复杂物理模型。数值模拟方法计算效率相对较高，成本相对较低，能够在一定程度上弥补另外两种方法的缺陷。传统的CFD数值模拟方法气动热计算针对壁面的复杂反应采用的是通过经验方程得到的有限化学反应速率模型，但这些有限化学反应速率模型均是在宏观连续性假设的基础上建立的，而实际高超声速飞行服役环境中材料气固界面的真实尺度差异可能导致连续性假设失效。在高克努森数K _n 下，微小的平衡偏差将会导致连续介质方法失效，致使宏观性质出现较大的波动。因此，在微观尺度对异相反应路径进行更精细的研究，从而给出更为精准的壁面边界条件十分必要。但是在高超声速烧蚀型热防护系统领域，尚未形成一套完整的多尺度耦合数值模拟计算方法，既能够对气固界面非均相反应机理进行表征，又能够对宏观热防护系统进行高精度的热预测。

针对热防护材料壁面烧蚀现象的研究，中国发明专利CN112597590A公开了一种针对树脂基防热材料的体烧蚀质量损失的计算方法，对防热材料在气动加热情况下的过程进行模拟，并根据氧化气体浓度分布、防热材料内部温度分布和氧化动力学特性，积分计算得到防热材料烧蚀质量损失率；但该专利仅局限于树脂基材料，且并没有直接模拟壁面烧蚀现象，而是采用了简化数值模型进行计算，无法对防热材料烧蚀壁面的烧蚀行为进行表征。针对高超声速飞行器设计，中国发明专利CN106682392A公开了一种复杂高超声飞行器烧蚀效应快速计算方法，通过结合普朗特理论的无粘外流解与边界层理论，能够计算得到复杂外形高超声速飞行器热防护系统表面烧蚀的热流密度分布，烧蚀率以及热防护结构温度分布的时变特性；但该专利仅能得到固相材料的热学特性，对流场热力学特性的数值模拟还有所欠缺。

针对多尺度烧蚀模拟方法，Mehta等人在论文(Mehta N A, Levin D A.Multiscale modeling of damaged surface topology in a hypersonic boundary[J].The Journal of Chemical Physics, 2019, 151(12): 124710.) 使用分子动力学(MD)对具有光滑表面的高序热解石墨(HOPG)和相对粗糙的石英表面上的类冰氩气和无定形二氧化硅聚集体进行了轨迹模拟，将获得的粘附概率和弹性模量用于微米尺度的表面演化建模，以控制在蒙特卡洛方法(kMC)中可用于执行的位点数量，以精确模拟由分子撞击造成的对HOPG表面侵蚀现象；但该方法并没有将微观结果与宏观CFD计算联系起来，实现通过微观尺度的数值模拟提高宏观气动热预测的目的。

发明内容

本发明的目的在于提供一种针对高超声速飞行器防热结构烧蚀行为的多尺度耦合预测的方法，该方法耦合宏观尺度和微观尺度的数值模拟方法能够很好地对热力化耦合作用下材料界面演化机理进行表征和气动热预测，提高对气固界面材料演化机理的表征能力和烧蚀型热防护系统表面热预测的精度，从跨尺度的角度助力热防护系统精细化及一体化设计，为高超声速飞行器的发展研究提供必要的科学理论支撑。

其中，本发明采用ANSYS Fluent作为宏观尺度的求解器，Fluent是目前各方面都较为全面的CFD软件之一。Fluent集成了多种算法和格式，且具有密度基求解器和压力基求解器，密度基求解器一般用于可压流，而压力基一般用于不可压流的求解。在N-S方程计算格式方面，Fluent有AUSM和Roe-FDS两种格式，Roe-FDS相对比较常用，而AUSM格式在高超声速流动数值模拟上更有优势。因此，该求解器适用于高超声速飞行器的外流场求解，与本发明的研究对象一致。

本发明的微尺度反应分子动力学模拟研究将基于LAMMPS（Large-scale Atomic /Molecular Massively Parallel Simulator）分子动力学模拟程序开源代码平台进行计算。反应分子动力学（RMD），是在MD模拟方法的基础上，采用ReaxFF反应力场，在微观尺度计算多体体系内发生的物理化学过程的方法。ReaxFF与MD结合可模拟较大的体系，且不需要对反应路径进行预先定义。ReaxFF势函数场以键级（BO）为核心以描述体系中的成键和断键，键级是原子间距离的函数，在分子动力学的每一次循环时进行计算。通过ReaxFF反应力场计算得到的关于键级Bo的连接表（Connect Table），可使用键级截断半径作为判据对产物进行识别分析。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，包括以下步骤：

S1，在不考虑导致飞行器外形产生形变的烧蚀后退效应情况下，根据高超声速来流远场边界条件，通过CFD求解器进行无形变的高超声速飞行器外流场的数值模拟；

S2，飞行器外形无形变的CFD计算收敛之后，通过后处理软件Tecplot提取高温区域壁面组分质量分数和温度分布，并取平均，将壁面组分平均质量分数和壁面平均温度输入RMD求解器；

S3，根据密度和材料元素组成对目标烧蚀防热材料气固界面进行微观建模，得到目标烧蚀防热材料的微观模型，通过RMD求解器对微观模型进行数值模拟，加热温度与CFD计算得到的高温区域壁面平均温度一致，以CFD计算得到的壁面组分平均质量分数作为分子和原子的入射比例对微观模型中的固相原子模型进行撞击，得到记录均方位移数据的msd.txt文件和原子轨迹文件；

S4，待微观模型达到稳定时，利用均方位移数据通过MSD方法计算体系扩散系数，并利用原子轨迹文件统计防热材料原始固相在不同区域的密度，得到密度随扩散方向距离变化的斜率，通过Fick定律得到质量损失率，质量损失率与防热材料原始密度的比值即为烧蚀后退速率；

S5：将烧蚀后退速率输入CFD求解器中，通过用户自定义模块UDF以烧蚀后退速率作为壁面网格移动的依据进行网格重构和瞬态计算，得到高超声速飞行器外流场随着飞行器壁面烧蚀后退的瞬态变化情况。

进一步，所述步骤S1具体为：

将远场温度、压强、速度和远场组分质量分数的边界条件输入CFD求解器中，通过求解非平衡N-S方程，得到结果文件，包括记录边界条件、湍流模型、组分输运模型、差分格式和网格的.cas文件和记录每个网格物理量数值的.dat文件。

进一步，所述步骤S2具体为：

将.cas和.dat文件输入后处理软件Tecplot中，通过计算功能，对高温区域壁面所有网格上存储的参数沿着壁面方向进行积分并取平均，计算获得壁面平均温度T _w 、壁面N原子平均质量分数ω_N、壁面N₂分子平均质量分数ω_N2、壁面NO分子平均质量分数ω_NO、壁面O原子平均质量分数ω_O和壁面O₂分子平均质量分数ω_O2。

进一步，所述步骤S3中，所述根据密度和材料元素组成对目标烧蚀防热材料气固界面微观建模是通过Materials Studio建立目标烧蚀防热材料的单链模型，使用Packmol将此单链模型整合并随机放入模拟盒中，得到微观模型，并输出模型数据文件。

进一步，所述步骤S3中，所述RMD求解器采用LAMMPS。

进一步，所述步骤S4包括以下子步骤：

S41，读取LAMMPS分子动力学模拟输出的msd.txt文件，其中第一列为时间步，第二、三、四列分别为x、y、z方向均方位移，第五列为总均方位移，即

线性拟合总均方位移随时间变化曲线的斜率，得到体系扩散系数D：

式中，MSD为总均方位移；

为t时刻，以原点为起点，第i个原子坐标处为终点的向量；

为初始时刻位置向量；Dim为维度；

S42，根据导出的所有的原子轨迹文件，确定稳定时刻原始固相原子z方向相对原子质量随z轴变化曲线，线性拟合得到相对原子质量随z轴变化曲线的斜率，即密度随扩散方向距离变化的斜率；

S43，通过Fick定律即可求出质量损失率J：

式中，

为密度随扩散方向距离变化的斜率；

通过下式求出烧蚀后退速率：

式中，

为烧蚀后退速率，y _w 为壁面法向坐标，ρ _c 为防热材料原始密度。

进一步，所述步骤S5具体为：

设定网格重构方法为层铺法，动边界类型为刚体，在用户自定义模块UDF中通过“DEFINE_CG_MOTION”宏定义边界移动速率，边界移动速率为步骤S4计算得到的烧蚀后退速率，进行网格重构；保留步骤S1中的计算设置，进行CFD瞬态计算，每一个时间步均伴随着网格移动与重构，从而得到每个时间步的记录边界条件、湍流模型、组分输运模型、差分格式和网格的.cas文件和记录每个网格物理量数值的.dat文件；将计算得到的每个时间步的.cas和.dat文件输入后处理软件Tecplot，通过云图工具将流场云图进行可视化处理，通过二维线图工具调用壁面参数，拖动时间轴即可观察目标参数随时间变化和烧蚀后退变化的趋势。

本发明与现有技术相比所具有的有益效果：

（1）本发明采用宏观和微观相耦合的多尺度预测方法，相比传统的单一宏观外流场预测手段精度更高，对界面处烧蚀后退现象的表征更为准确；相比单一的微观分子动力学模拟，本发明弥补了其尺度过小、难以在宏观尺度应用的缺点。

（2）传统的高焓热环境与防热材料间界面气固非均相反应模型用的都是过度简化的经验模型，在精度和可靠性方面都有较大缺陷，且实际飞行服役环境中材料气固界面尺度可能导致连续性假设失效，致使宏观性质出现较大的波动。因此，在微观尺度对异相反应路径进行更精细的研究，能够给出更为精准的壁面烧蚀后退速率。

附图说明

图1为高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法的流程图；

图2为目标材料的单链模型；

图3为气固界面原子分子入射原理示意图；

图4为目标烧蚀材料的微观模型数据文件示意图；

图5为均方位移数据文件示意图；

图6为均方位移随时间变化散点与线性拟合图；

图7为原子轨迹数据文件示意图；

图8为相对原子质量随z轴方向位置变化与线性拟合图。

图9为铺层法网格随时间变化示意图。

图10(a)为初始状态和最终状态网格示意图；图10(b)为不同时刻动边界示意图。

图11为焓值云图随烧蚀后退时间变化示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行进一步的详细介绍。

一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，如图1所示，包括以下步骤：

S1：在不考虑导致飞行器外形产生形变的烧蚀后退效应情况下，根据待研究的高超声速来流远场边界条件，通过宏观计算流体力学 (CFD) 求解器进行无形变的高超声速飞行器外流场的数值模拟。

具体地，将远场温度、压强、速度和远场组分质量分数的边界条件输入宏观CFD求解器中，通过求解非平衡N-S（Navier-Stokes）方程，得到结果文件，包括记录边界条件、湍流模型、组分输运模型、差分格式和网格的.cas文件和记录每个网格物理量数值如温度、压强、速度、组分质量分数等的.dat文件。

其中，需要求解的直角坐标下三维N-S方程，基于拉格朗日欧拉描述下的守恒方程可以写为：

式中，t为时间，x、y、z为直角坐标系的三个方向，

为矩阵，能够表示为守恒变量矢量，

、

、

为矩阵，能够表示为x、y、z方向对流通量矢量，它们分别定义为：

，

其中，下标s代表气体组分，ρ _s 是气体组分s的密度，p是气体压强，u、v、w是x、y、z方向的速度分量，E是单位质量气体的总能量。

、

、

是x、y、z方向的粘性通量项，定义为：

其中θ _x 、θ _y 、θ _z 为x、y、z方向的热传导项，表达式为：

其中T为温度；根据Stokes假设，牛顿流体的粘性应力张量的各个分量定义为：

其中，μ为粘性系数，可以通过Sutherland公式求得：

其中，T ₀是海平面温度，一般取T ₀ = 288.15 K，μ ₀是海平面粘性系数，C为常数，一般取C = 110.4 K。

k为完全气体的热传导系数，其定义为：

其中，P _r 为Prandtl数，层流边界层和湍流边界层分别取0.72和0.9，c _p 是等压比热容。

S2：飞行器外形无形变的宏观CFD计算收敛之后，通过后处理软件Tecplot提取高温区域壁面组分质量分数和温度分布，并取平均，将壁面组分平均质量分数和壁面平均温度输入微观RMD求解器。

具体地，将.cas和.dat结果文件输入后处理软件Tecplot中，通过计算功能，对高温区域壁面所有网格上存储的参数沿着壁面方向进行积分取平均，计算获得壁面平均温度T _w 、壁面N原子平均质量分数ω_N、壁面N₂分子平均质量分数ω_N2、壁面NO分子平均质量分数ω_NO、壁面O原子平均质量分数ω_O和壁面O₂分子平均质量分数ω_O2。

S3：根据密度和材料元素组成对目标烧蚀防热材料气固界面进行微观建模，得到与宏观密度一致的目标烧蚀防热材料的微观模型，通过微观RMD求解器对微观模型进行数值模拟，加热温度与CFD计算得到的高温区域壁面平均温度一致，以宏观CFD计算得到的壁面组分平均质量分数作为分子和原子的入射比例对微观模型中的固相原子模型进行撞击，得到记录均方位移数据的msd.txt文件和原子轨迹文件。

具体地，通过Materials Studio建立目标烧蚀防热材料的单链模型，如图2所示，再使用Packmol将此单链模型整合并随机放入模拟盒中，得到目标烧蚀材料的微观模型，如图3所示，其中固定层为由C、H和O原子组成的酚醛树脂固相原子模型，并输出模型数据文件，如图4所示，其中包含原子数量，原子类型和原子坐标等信息；得到目标烧蚀材料的微观模型之后，通过LAMMPS对已建立的材料微观模型进行数值模拟，以步骤S2得到的壁面平均温度作为加热温度，以步骤S2得到的壁面组分平均质量分数作为分子和原子的入射比例对微观模型中的固相原子模型进行撞击，得到记录均方位移数据的msd.txt文件和原子轨迹文件。

S4：待微观模型达到稳定时，通过MSD（Mean Square Displacement，均方位移）方法计算体系扩散系数，并统计防热材料原始固相沿扩散方向不同区域的密度，得到密度随扩散方向距离变化的斜率，通过Fick定律得到质量损失率，质量损失率与防热材料原始密度的比值即为烧蚀后退速率。

具体地，包括以下子步骤：

S41，读取LAMMPS分子动力学模拟输出的“msd.txt”文件，如图5所示，该文件中第一列为时间步，第二、三、四列分别为x、y、z方向均方位移，第五列为总均方位移，即

线性拟合总均方位移随时间变化曲线的斜率，如图6所示，得到体系扩散系数D：

式中，MSD为总均方位移；

为t时刻，以原点为起点，第i个原子坐标处为终点的向量；

为初始时刻位置向量；N为原子总数；Dim为维度。

S42，根据导出的所有原子的原子轨迹文件“all.lammpstrj”，如图7所示，确定稳定时刻原始固相原子z方向密度随z轴变化曲线，具体可以通过以下方式来实现：从导出的所有原子的原子轨迹文件中提取出待处理时刻所有原子的坐标信息；将提取出的待追踪分子的生成时刻所有原子的坐标信息以字符串形式导入MATLAB，以空格与跳格作为间隔符，形成一个字符串类型的二维数组A，二维数组A包含9列数据，第一列是原子编号，第二列是原子类别编号，第三四五列是原子坐标信息，即第三列为x坐标，第四列为y坐标，第五列为z坐标，第六列为x方向速度分量，第七列为y方向速度分量，第八列为z方向速度分量，第九列为原子电荷量，初始时刻固相高度为100 Å,将100 Å划分为100份，每份高度为1 Å，遍历该时刻所有原子，通过第二列原子类别编号统计各原子的数量并分别乘以各原子的相对原子质量，即可得到每个1 Å厚度中固相的相对原子质量；线性拟合相对原子质量随z轴变化曲线的斜率，如图8所示；

S43，再通过Fick定律即可求出质量损失率J：

式中，

为密度随扩散方向距离变化的斜率。

通过下式求出烧蚀后退速率：

式中，

为烧蚀后退速率，y _w 为壁面法向坐标，ρ _c 为防热材料原始密度。

S5：将微观方法计算得到的烧蚀后退速率输入宏观CFD求解器中，通过用户自定义模块UDF以微观计算得到的烧蚀后退速率作为壁面网格移动的依据进行网格重构和瞬态计算，得到高超声速飞行器外流场随着飞行器壁面烧蚀后退的瞬态变化情况。

设定网格重构方法为层铺法Layering，如图9所示，边界网格不断铺层后退，动边界类型为刚体Rigid Body，在用户自定义模块UDF中通过“DEFINE_CG_MOTION”宏定义边界移动速率，边界移动速率为步骤S4计算得到的烧蚀后退速率，从而进行网格重构，如图10(a)和图10(b)所示分别为初始状态和最终状态网格示意图以及不同时刻动边界位置示意图；保留步骤S1中的计算设置，进行宏观CFD瞬态计算，每一个时间步均伴随着网格移动与重构，从而得到每个时间步的记录边界条件、湍流模型、组分输运模型、差分格式和网格的.cas文件和记录每个网格物理量数值如温度、压强、速度、组分质量分数等的.dat文件；将计算得到的每个时间步的.cas和.dat文件输入后处理软件Tecplot，通过云图工具将流场云图进行可视化处理，通过二维线图工具调用壁面参数，拖动时间轴即可观察目标参数随时间变化和烧蚀后退变化的趋势，如图11所示，云图中虚线为高超声速飞行器初始壁面位置。

以上所述仅为本发明的具体实施方式，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1，在不考虑导致飞行器外形产生形变的烧蚀后退效应情况下，根据高超声速来流远场边界条件，通过CFD求解器进行无形变的高超声速飞行器外流场的数值模拟；

S2，飞行器外形无形变的CFD计算收敛之后，通过后处理软件Tecplot提取高温区域壁面组分质量分数和温度分布，并取平均，将壁面组分平均质量分数和壁面平均温度输入RMD求解器；

S3，根据密度和材料元素组成对目标烧蚀防热材料气固界面进行微观建模，得到目标烧蚀防热材料的微观模型，通过RMD求解器对微观模型进行数值模拟，加热温度与CFD计算得到的高温区域壁面平均温度一致，以CFD计算得到的壁面组分平均质量分数作为分子和原子的入射比例对微观模型中的固相原子模型进行撞击，得到记录均方位移数据的msd.txt文件和原子轨迹文件；

S4，待微观模型达到稳定时，利用均方位移数据通过MSD方法计算体系扩散系数，并利用原子轨迹文件统计防热材料原始固相在不同区域的密度，得到密度随扩散方向距离变化的斜率，通过Fick定律得到质量损失率，质量损失率与防热材料原始密度的比值即为烧蚀后退速率；

S5：将烧蚀后退速率输入CFD求解器中，通过用户自定义模块UDF以烧蚀后退速率作为壁面网格移动的依据进行网格重构和瞬态计算，得到高超声速飞行器外流场随着飞行器壁面烧蚀后退的瞬态变化情况。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：

将远场温度、压强、速度和远场组分质量分数的边界条件输入CFD求解器中，通过求解非平衡N-S方程，得到结果文件，包括记录边界条件、湍流模型、组分输运模型、差分格式和网格的.cas文件和记录每个网格物理量数值的.dat文件。

3.根据权利要求2所述的高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，所述步骤S2具体为：

将.cas和.dat文件输入后处理软件Tecplot中，通过计算功能，对高温区域壁面所有网格上存储的参数沿着壁面方向进行积分并取平均，计算获得壁面平均温度T _w 、壁面N原子平均质量分数ω_N、壁面N₂分子平均质量分数ω_N2、壁面NO分子平均质量分数ω_NO、壁面O原子平均质量分数ω_O和壁面O₂分子平均质量分数ω_O2。

4.根据权利要求3所述的高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述根据密度和材料元素组成对目标烧蚀防热材料气固界面微观建模是通过Materials Studio建立目标烧蚀防热材料的单链模型，使用Packmol将此单链模型整合并随机放入模拟盒中，得到微观模型，并输出模型数据文件。

5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述RMD求解器采用LAMMPS。

6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，所述步骤S4包括以下子步骤：

S41，读取LAMMPS分子动力学模拟输出的msd.txt文件，其中第一列为时间步，第二、三、四列分别为x、y、z方向均方位移，第五列为总均方位移，即

线性拟合总均方位移随时间变化曲线的斜率，得到体系扩散系数D：

式中，MSD为总均方位移；

为t时刻，以原点为起点，第i个原子坐标处为终点的向量；

为初始时刻位置向量；Dim为维度；

S42，根据导出的所有的原子轨迹文件，确定稳定时刻原始固相原子z方向相对原子质量随z轴变化曲线，线性拟合得到相对原子质量随z轴变化曲线的斜率，即密度随扩散方向距离变化的斜率；

S43，通过Fick定律即可求出质量损失率J：

式中，

为密度随扩散方向距离变化的斜率；

通过下式求出烧蚀后退速率：

式中，

为烧蚀后退速率，y _w 为壁面法向坐标，ρ _c 为防热材料原始密度。

7.根据权利要求6所述的高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，其特征在于，所述步骤S5具体为：

设定网格重构方法为层铺法，动边界类型为刚体，在用户自定义模块UDF中通过“DEFINE_CG_MOTION”宏定义边界移动速率，边界移动速率为步骤S4计算得到的烧蚀后退速率，进行网格重构；保留步骤S1中的计算设置，进行CFD瞬态计算，每一个时间步均伴随着网格移动与重构，从而得到每个时间步的记录边界条件、湍流模型、组分输运模型、差分格式和网格的.cas文件和记录每个网格物理量数值的.dat文件；将计算得到的每个时间步的.cas和.dat文件输入后处理软件Tecplot，通过云图工具将流场云图进行可视化处理，通过二维线图工具调用壁面参数，拖动时间轴即可观察目标参数随时间变化和烧蚀后退变化的趋势。

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