高超声速流场与结构温度场一体化计算方法

在对国内外流场与结构温度场一体化计算方法的不足进行细致讨论的基础上,提出了一种高超声速流场与结构温度场一体化计算方法.采用统一的积分方程组作为气动加热和结构传热物理过程的控制方程,对整个物理场进行统一的迎风格式有限体积方法离散,给出了流场与结构交界面上温度、温度梯度及导热系数等参数的计算方法.在时间推进方面,定常状态采用多步龙格库塔迭代格式,非定常状态则采用双时间步长方法.采用发展的一体化算法对二维圆管模型的气动加热和结构传热问题进行了数值模拟.结果表明:2s时驻点物面温度为390K,与其他文献的误差在3.1K范围内;稳定时驻点物面温度为647K.      

高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法

为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。     

高速飞行器流场和固体结构温度场一体化计算新方法的初步研究

本文探索和研究了一种不需作流／固耦合迭代的一体化计算方法，通过将气体流动和固体结构传热用统一的方程组进行描述，并用统一的方法进行求解，避免了流／固之间的耦合迭代问题。为了验证该数值方法的可靠性，本文对高焓高超声速气流绕二维不锈钢圆管的流动、气动加热以及结构热响应问题进行了计算，结果与实验符合良好。     

“Ⅳ型”激波干扰中流-热-固耦合问题一体化计算分析

针对高超声速进气道前缘"Ⅳ型"激波干扰产生的气动加热与结构传热多物理场耦合计算问题，发展了一种基于有限体积法的流-热-固一体化计算方法。该方法采用一体化控制方程组统一离散求解外部高速流场与内部结构温度场，规避了传统分区耦合算法在时间域内交替迭代的繁琐数据交换策略。另外，提出一种新的双温阻模型计算流-固交界面的物性参数以保证计算准确性，采用LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长以提高计算效率。采用经典高超声速二维圆管流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证，计算结果与试验值和参考文献数据吻合较好，证明了该方法的可靠性和正确性。利用一体化方法对高超声速前缘"Ⅳ型"激波干扰流-热-固耦合问题进行定常/非定常计算与分析，给出了温度与热流的时变特性，计算结果表明，激波干扰作用产生的超声速"喷流"不断冲击壁面，使得壁面最大压力系数增大约9倍，壁面最大热流增大约4.7倍，给高速飞行器的热防护设计与选材带来严峻挑战。同时，也表明了一体化计算方法可以较好地用于长航时飞行条件下与复杂飞行环境下的高超声速热防护系统的热环境特性分析与综合性能评估。     

类航天飞机前身结构与高超声速流场的耦合传热模拟分析

开展了高超声速流场与结构温度场的耦合数值计算.流场部分求解了三维非定常全Navier-Stokes(N-S)方程,空间差分采用Harten-Yee的TVD(总变差衰减)格式,时间离散采用双时间步推进.固体结构传热部分求解了三维非稳态的热传导方程.通过流固交界面,流体从固体部分得到温度边界条件,固体从流体部分得到热流边界条件,从而实现流场和固体温度场的紧耦合计算.用绕无限长圆柱的气动加热计算验证了该算法的有效性,并对类航天飞机前身结构在气动加热过程中的温度变化做了比较详细的分析.计算结果表明,固体结构在遭遇到气动加热后的一段时间内,壁面温升对壁面热流的影响是很大的,由于一体化计算能很好的综合考虑热壁的影响,因此,开展一体化计算是很有必要的.      

一种耐高温多层热防护结构的优化设计与性能

为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题,以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象,建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型,通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异,针对构建的热防护结构,提出了在满足一定约束条件下,以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案,得到了多层结构的最优几何参数,并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明：该结构可耐受1 473 K的高温1 800 s而背温不超过370 K。     

不同热边界对超音速机翼气动热数值分析的影响

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响，且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程，通过流场与固体壁面交界处的信息传递，实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究，对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应，结果表明：不同翼型具有与气动力相似的的气动热效应；内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实；考虑机翼燃油箱满油时，三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200w/m2。     

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。     

高超声速多体分离过程气动加热计算技术

发展了无粘外流解与气动热工程方法相结合的用于全机外形复杂流动气动加热计算技术,并将其与动态多体分离过程流场解相结合,提出了一种高超声速飞行器多体分离过程气动加热特性计算技术,然后耦合结构传热,实现了飞行器热防护系统中结构材料温度分布特性的数值模拟。采用本文方法,针对假定高超声速多体分离布局及飞行条件开展了分离过程中的结构温度分布特性与热流密度分布特性计算,分析并给出了组合体分离过程中部件干扰对气动热的影响特性。结果表明本文发展的计算技术可为高超声速飞行器的防热方案设计、气动热特性定性分析及热防护系统设计等提供技术支持。     

再入飞行器烧蚀热防护一体化计算方法

针对再入飞行器烧蚀热防护系统烧蚀与瞬态温度耦合响应预测问题,提出了一体化计算方法,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供包括气动热、烧蚀后退、瞬态温度响应在内的动态响应预测依据。该方法采用Sutton-Graves和Tauber-Sutton理论计算驻点的对流热流和辐射热流,通过表面能量平衡整合具有较高精度的烧蚀模型,并通过Landau变换简化烧蚀后退带来的节点删除过程并保证空间离散精度,最后求解瞬态有限差分热传导方程获得烧蚀热防护系统的热环境、烧蚀过程和温度响应。通过对比计算碳-碳材料钝头体地球再入过程和酚醛浸渍基碳烧蚀体（PICA）材料电弧风洞烧蚀模拟,对该方法对于不同材料体系的适用性进行了验证。计算结果表明：对于密度较高的碳-碳材料,本文计算结果与经典的热平衡积分法吻合较好,偏差在7%以内;而对于低密度材料（如烧蚀性能对压力高度敏感的PICA材料）,随着热流和压力的增大,预测偏差逐渐增大。所提出的方法实现了气动热、烧蚀、瞬态温度响应耦合过程的一体化计算,在保证精度的前提下实现快速计算分析,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供依据。