CN116151083A - 基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法 - Google Patents

基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法 Download PDF

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CN116151083A CN202310433940.9A CN202310433940A CN116151083A CN 116151083 A CN116151083 A CN 116151083A CN 202310433940 A CN202310433940 A CN 202310433940A CN 116151083 A CN116151083 A CN 116151083A
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Abstract

本发明公开了基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，涉及流固耦合计算领域，包括：选取计算锚点；针对每个计算锚点进行流场求解，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值；将多个所述第一流场壁面网格热流值插值到伸出后状态对应的流场计算网格，计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值；将多个第一固定翼热流值插值到固定翼结构壁面网格，将多个第一伸缩翼热流值插值到伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格，求解三维非定常热传导方程和伸缩翼结构位移方程，获得飞行器伸缩翼结构的温度分布，本方法实现针对伸缩翼或折叠翼等体型会变化飞行器的气动热与结构热响应耦合模拟研究。

Description

基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法
技术领域
本发明涉及流固耦合计算领域，具体地，涉及基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法。
背景技术
近年来高超声速飞行器因其重大的经济价值成为各大国竞相占领的制高点。高超声速飞行器在大气层中高速飞行时会受到来流的气动加热，长时间的气动加热飞行器结构温度会显著升高，而飞行器结构温度升高又会影响气动加热，因此飞行器气动热环境与结构热响应是双向耦合的，如何准确的模拟飞行器的气动热环境/结构热响应是飞行器研制过程中需要解决的关键问题之一。
为了进一步的提升飞行器的性能，满足新型高超声速飞行器大空域、宽速域的需求，可以考虑变形的方式如伸缩翼、折叠翼等构型来满足飞行器不同阶段的性能需求。但是变形机构会使得气动热和传热特性变得更加复杂、其导致的材料特性变化、热应力/热变形等会影响防热结构的设计、对变体机构和变体驱动机构的设计也会产生较大的影响。因此，如何综合模拟高超声速变形飞行器如伸缩翼的气动热与传热是需要解决的关键技术问题之一。
现有技术中存在针对体型不变的飞行器气动热与结构热响应特性模仿方法，但是现有技术中缺乏针对伸缩翼、折叠翼等体型会变化飞行器的气动热与结构热响应特性研究。
发明内容
本发明目的是实现针对伸缩翼或折叠翼等体型会变化飞行器的气动热与结构热响应耦合模拟研究。
为实现上述发明目的，本发明提供了基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，伸缩翼包括3个状态分别为：伸出前、伸出和伸出后，伸缩翼对应一固定翼，在伸出前状态中，伸缩翼整体位于固定翼的腔体中，在伸出状态中伸缩翼部分延伸至固定翼的腔体外，在伸出后状态中伸缩翼整体延伸至固定翼的腔体外；
所述方法包括：
步骤一：根据飞行器的弹道选取计算锚点；
步骤二：针对每个计算锚点进行流场求解，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值；
步骤三：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值插值到伸出后状态对应的流场计算网格，计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值，其中，第二流场壁面网格热流值中包括第一固定翼热流值和第一伸缩翼热流值；
步骤四：将步骤三得到的多个第一固定翼热流值插值到固定翼结构壁面网格，将步骤三得到的多个第一伸缩翼热流值插值到伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格，求解三维非定常热传导方程和伸缩翼结构位移方程，获得飞行器伸缩翼结构的温度分布。
其中，本方法采用动网格技术模拟伸缩翼的运动，使得流体域网格与伸缩翼固体域网格在锚点时刻一一对应，模拟更贴近真实物理过程。
优选的，步骤一中计算锚点的具体选取方式为：
伸出前状态和伸出后状态均选取各自状态的起点、终点和热流变化的关键特征点作为计算锚点；
伸出状态等距选取n个计算锚点，n为大于1的整数。
其中，通过计算锚点的选择减少计算量，同时保证一定的计算精度，计算锚点越多，计算精度越高，但是相应的计算量和成本越大。
优选的，步骤二中对每个计算锚点利用有限体积法求解三维可压缩方程，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值。
优选的，步骤三具体为：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值采用反距离权重法插值到伸出后状态对应的流场计算网格，然后采用反时间权重法将多个所述第一流场壁面网格热流值按照热流变化规律插值到所有弹道点，然后计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值。
优选的，步骤三中插值方式为：固定翼热流对应的第一流场壁面网格热流值插值至固定翼外表面，伸缩翼热流对应的第一流场壁面网格热流值插值至伸缩翼外表面。
优选的，步骤四在还包括对求解过程中的热流值进行修正，其中，通过热流值修正可以加快收敛，减少迭代计算的轮数。
优选的，三维非定常热传导方程为：
Figure SMS_1
；
其中，
Figure SMS_2
为固定翼与伸缩翼所采用的材料的密度，/>
Figure SMS_3
比热容，T为伸缩翼结构温度，w为方程非定常项，/>
Figure SMS_4
为源项，/>
Figure SMS_5
为导热率，/>
Figure SMS_6
为梯度算子；
伸缩翼结构位移方程为：
Figure SMS_7
；
其中，
Figure SMS_8
、/>
Figure SMS_9
和/>
Figure SMS_10
分别为X轴、Y轴和Z轴方向上的坐标，/>
Figure SMS_11
、/>
Figure SMS_12
和/>
Figure SMS_13
为伸缩翼沿X轴、Y轴和Z轴方向的速度。
优选的，求解过程中采用以下热壁修正公式对热流值进行修正：
Figure SMS_14
；
其中，
Figure SMS_15
为热壁热流值，/>
Figure SMS_16
为来流总温，/>
Figure SMS_17
为热壁温度，/>
Figure SMS_18
为冷壁温度，
Figure SMS_19
为冷壁热流值。其中，伸缩翼结构包括包含固定翼和伸缩翼，热壁热流为采用真实受热后的温度对应的热流，冷壁热流为将壁面温度转化为300K对应的热流。
优选的，所述方法的适用空域为0至100km。
本发明提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
该方法通过动网格方式模拟了伸缩翼的伸缩过程，实现了带伸缩翼结构的飞行器表面热环境和内部结构温度场之间沿弹道的耦合计算，特别是实现了机构运动/气动热环境/结构传热的耦合计算，流场和温度场的求解都更加接近真实情况，减小了数据平移带来的误差，能够有效地提高热环境和温度场的预测精度，该方法对于高超声速变形飞行器热环境的精确预测、热防护系统的精细化设计起到了良好的技术支撑作用。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，并不构成对本发明实施例的限定；
图1为基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法的流程示意图；
图2为伸缩翼三个阶段位置示意图；
图3为热流沿弹道分布及计算锚点选择示意图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在相互不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述范围内的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
实施例一
请参考图1，图1为基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法的流程示意图，伸缩翼包括3个状态分别为：伸出前、伸出和伸出后，伸缩翼对应一固定翼，在伸出前状态中，伸缩翼整体位于固定翼的腔体中，在伸出状态中伸缩翼部分延伸至固定翼的腔体外，在伸出后状态中伸缩翼整体延伸至固定翼的腔体外；
所述方法包括：
步骤一：根据飞行器的弹道选取计算锚点；
步骤二：针对每个计算锚点进行流场求解，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值；
步骤三：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值插值到伸出后状态对应的流场计算网格，计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值，其中，第二流场壁面网格热流值中包括第一固定翼热流值和第一伸缩翼热流值；
步骤四：将步骤三得到的多个第一固定翼热流值插值到固定翼结构壁面网格，将步骤三得到的多个第一伸缩翼热流值插值到伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格，求解三维非定常热传导方程和伸缩翼结构位移方程，获得飞行器伸缩翼结构的温度分布。
本发明实施例一提供一种基于结构动网格技术的伸缩翼气动热环境/结构热响应耦合模拟方法，该方法可以实现综合考虑伸缩翼/固定翼之间传热、伸缩翼气动加热、辐射加热、伸缩翼应力、应变等多个传热过程的气动热环境/结构热响应耦合模拟技术。
为实现上述目的，本发明采用的方法是：将伸缩翼与固定翼按照空间位置关系和伸缩翼伸缩过程分为①伸出前，②伸出，③伸出后，三个过程示意图如图2所示。若伸缩翼还有收回过程，则还需增加④收回和⑤收回后两个阶段。
本方法按照如下步骤进行计算。
步骤一：计算锚点选择，在该计算方法的适用空域内（0~100km），根据弹道选取需要进行流场求解的计算锚点，计算锚点的选取方法为：阶段①与阶段③分别选取该阶段的起点、终点和热流变化的关键特征点。阶段②则等距选取，选取点数为n，n越大则精度越高，相应的计算量与工作量则越大。通常n大于等于5。
步骤二：进行流场的求解，对每个计算锚点利用有限体积法finite volumemethod求解三维可压缩Navier-Stokes方程（具体求解可参考桂业伟，刘磊，代光月，张立同-高超声速飞行器流－热－固耦合研究现状与软件开发. 航空学报，2017，38（7）：020844，本发明实施例不进行具体的赘述），得到每个锚点流场壁面网格热流值。由于伸缩翼运动导致流场空间构型发生较大变化，因此需要划分n套流场计算网格。
步骤三：将步骤二多套网格计算的热流利用反距离权重法插值到同一套网格上（反距离权重法可参考邱波，曾磊，代光月-一种全弹道整体迭代的气动热/传热耦合计算方法，CN202010963871.9，本方法不进行具体的赘述），该套网格必须为阶段③对应的完全伸出的网格，其中固定翼热流加载到固定翼外表面，伸缩翼热流加载到伸缩翼外表面。以F-R公式计算的热流为参考（F-R公式可参考Fay J A, Riddell F R. theory of stagnationpoint heat transfer in dissociated air. Journal Aerospace Science, 1958,25(2):73-85，本发明实施例不进行相应的赘述），按照反时间权重法将锚点热流按照F-R计算的热流变化规律插值到所有弹道点上。
Figure SMS_20
；
其中，
Figure SMS_22
为驻点热流，/>
Figure SMS_24
为普朗特常数，/>
Figure SMS_25
为驻点壁面密度，/>
Figure SMS_26
为驻点壁面粘性系数，/>
Figure SMS_27
为壁面密度，/>
Figure SMS_28
为驻点粘性系数，/>
Figure SMS_29
为驻点边界层外沿速度梯度，
Figure SMS_21
为驻点焓值，/>
Figure SMS_23
为壁面焓值。
步骤四：将步骤三得到的全弹道固定翼冷壁热流和伸缩翼冷壁热流利用反距离权重法分别插值到固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格，采用有限元方法求解三维非定常热传导方程（1）和伸缩翼结构位移方程（2）（有限元方法方法可以参考公开专利：邱波，曾磊，代光月-一种全弹道整体迭代的气动热/传热耦合计算方法，CN202010963871.9，本方法实施例不进行具体的赘述），求解过程中采用热壁修正公式（3）对热流进行修正，获得结构的温度分布。
Figure SMS_30
；（1）
Figure SMS_31
；（2）
Figure SMS_32
；（3）
其中，
Figure SMS_35
为固定翼与伸缩翼所采用的材料的密度，/>
Figure SMS_36
比热容，T为伸缩翼结构温度，w为方程非定常项，/>
Figure SMS_38
为源项，/>
Figure SMS_40
为导热率；/>
Figure SMS_43
、/>
Figure SMS_45
和/>
Figure SMS_46
分别为X轴、Y轴和Z轴方向上的坐标，
Figure SMS_33
、/>
Figure SMS_34
和/>
Figure SMS_37
为伸缩翼沿X轴、Y轴和Z轴方向的速度，/>
Figure SMS_39
为热壁热流值，/>
Figure SMS_41
为来流总温，
Figure SMS_42
为热壁温度，/>
Figure SMS_44
为冷壁温度，/>
Figure SMS_47
为冷壁热流值。
计算过程中伸缩翼的外表面的热流加载情况如下：
①伸出前：伸缩翼收缩在固定翼内部，此时若伸缩翼与固定翼之间完全隔热，则不考虑伸缩翼与固定翼之间的传热，此时伸缩翼表面热流
Figure SMS_48
为：
Figure SMS_49
；（4）
进一步的，若伸缩翼与固定翼之间不完全隔热，且伸缩翼与固定翼直接接触，则
Figure SMS_50
；（5）
其中，
Figure SMS_51
为伸缩翼表面热流，/>
Figure SMS_52
为固定翼表面热流，/>
Figure SMS_53
固定翼表面温度，
Figure SMS_54
为伸缩翼表面温度。
进一步的，若伸缩翼与固定翼之间不完全隔热，且伸缩翼与固定翼存在空隙，则伸缩翼受到辐射加热，辐射系统表面辐射热流为：
Figure SMS_55
；（6）
其中，RD ki 为辐射传递因子，
Figure SMS_56
为发射单元k的发射率，/>
Figure SMS_57
为发射单元k的面积，T k为发射单元k的温度，/>
Figure SMS_58
为发射单元的总数，/>
Figure SMS_59
为接收单元i的发射率，/>
Figure SMS_60
为接收单元i的面积，T i为接收单元的温度。
②伸出：伸缩翼以一定的速度从固定翼内部伸出，此时伸出部分受到严重的气动加热，伸缩翼伸出部分表面热流为：
Figure SMS_61
；（7）
其中，
Figure SMS_62
为流体域计算的热流。/>
由于伸缩翼与固定翼的接触传热或辐射传热通常远小于气动加热，且伸出过程通常时间较短，因此此时未伸出部分热流视为0。
对于伸缩翼的伸缩过程，采用动网格技术，将伸缩翼的网格按照速度v沿着一定的方向移动。
此时时间步长没有明显的要求，时间步长与计算锚点不一致时，利用反时间权重法进行插值，由于热流随网格移动，此时热流插值精度较高。
③伸出后：伸缩翼完全伸出，此时伸缩翼表面完全受到流场的气动加热，
Figure SMS_63
；（8）
若伸缩翼还有收回过程，则还需增加④收回和⑤收回后两个阶段，其传热过程与伸出和伸出前类似。整个过程固定翼外表面受到流场的气动加热。
将步骤四得到的锚点时刻的表面温度按照反距离权重法插值到对应锚点的流场计算网格。
重复步骤二-步骤四，直到计算结果满足要求。迭代次数越多，所得计算结果精度越高，但相应时间成本和计算资源成本均会有所增加，迭代次数可综合考虑精度、时间和计算资源人为确定，迭代次数优选为两次以上。
实施例二
在实施例一的基础上，本发明实施例二结合具体的数据对本发明进行介绍：
计算锚点选择，采用F_R公式获得球头驻点沿弹道热流变化规律，如图3所示。250s时刻伸缩翼开始伸出，256s完全伸出。因此计算锚点选取阶段①与阶段③选取的起点（0s，256s）、重点（250s、400s）和热流变化关键特征点（110s，330s），阶段二则等距选取，n等于6，对应的锚点时刻（251s、252s、253s、254s、255s）
锚点气动热计算，采用不同锚点时刻对应的流场计算网格，进行定常气动热计算，获得300K壁温下收敛的壁面热流。其中0s、110s、250s采用阶段①网格（共一套），251s、252s、253s、254s、255s分别采用相应伸出长度对应的阶段②网格（共5套），256s、330s、400s采用采用阶段③（共1套）。
将上述不同流场网格获得的气动热数据插值到阶段③流场网格上，获得沿弹道的气动热数据。
将气动热数据插值到结构场网格上进行温度计算，插值到结构场网格上的热流。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (9)

1.基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，伸缩翼包括3个状态分别为：伸出前、伸出和伸出后，伸缩翼对应一固定翼，在伸出前状态中，伸缩翼整体位于固定翼的腔体中，在伸出状态中伸缩翼部分延伸至固定翼的腔体外，在伸出后状态中伸缩翼整体延伸至固定翼的腔体外；
所述方法包括：
步骤一：根据飞行器的弹道选取计算锚点；
步骤二：针对每个计算锚点进行流场求解，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值；
步骤三：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值插值到伸出后状态对应的流场计算网格，计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值，其中，第二流场壁面网格热流值中包括第一固定翼热流值和第一伸缩翼热流值；
步骤四：将步骤三得到的多个第一固定翼热流值插值到固定翼结构壁面网格，将步骤三得到的多个第一伸缩翼热流值插值到伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格，求解三维非定常热传导方程和伸缩翼结构位移方程，获得飞行器伸缩翼结构的温度分布。
2.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，步骤一中计算锚点的具体选取方式为：
伸出前状态和伸出后状态均选取各自状态的起点、终点和热流变化的关键特征点作为计算锚点；
伸出状态等距选取n个计算锚点，n为大于1的整数。
3.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，步骤二中对每个计算锚点利用有限体积法求解三维可压缩方程，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值。
4.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，步骤三具体为：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值采用反距离权重法插值到伸出后状态对应的流场计算网格，然后采用反时间权重法将多个所述第一流场壁面网格热流值按照热流变化规律插值到所有弹道点，然后计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值。
5.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，步骤三中插值方式为：固定翼热流对应的第一流场壁面网格热流值插值至固定翼外表面，伸缩翼热流对应的第一流场壁面网格热流值插值至伸缩翼外表面。
6.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，步骤四在还包括对求解过程中的热流值进行修正。
7.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，三维非定常热传导方程为：
Figure QLYQS_1
；
其中，
Figure QLYQS_2
为固定翼与伸缩翼所采用的材料的密度，/>
Figure QLYQS_3
比热容，T为伸缩翼结构温度，w为方程非定常项，/>
Figure QLYQS_4
为源项，/>
Figure QLYQS_5
为导热率，/>
Figure QLYQS_6
为梯度算子；
伸缩翼结构位移方程为：
Figure QLYQS_7
；
其中，
Figure QLYQS_8
、/>
Figure QLYQS_9
和/>
Figure QLYQS_10
分别为X轴、Y轴和Z轴方向上的坐标，/>
Figure QLYQS_11
、/>
Figure QLYQS_12
和/>
Figure QLYQS_13
为伸缩翼沿X轴、Y轴和Z轴方向的速度。
8.根据权利要求6所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，求解过程中采用以下热壁修正公式对热流值进行修正：
Figure QLYQS_14
；
其中，
Figure QLYQS_15
为热壁热流值，/>
Figure QLYQS_16
为来流总温，/>
Figure QLYQS_17
为热壁温度，/>
Figure QLYQS_18
为冷壁温度，
Figure QLYQS_19
为冷壁热流值。
9.根据权利要求1所述的基于动网格的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，所述方法的适用空域为0至100km。
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