发动机短舱内外流场与结构温度场耦合计算

采用CFX软件,利用SST k-ω湍流模型,同时引入了辐射模型考虑热辐射的影响.采用CFX的共轭传热方法,在流体域求解N-S方程,固体域求解热传导方程,然后在流固耦合交界处交换数据,实现了流场与结构温度场的耦合数值分析.为了验证此方法的正确性,对文献中轴对称喷管进行了数值模拟,所得喷管壁温与试验数据吻合良好;另外进行了高超声速钝体流场与结构温度场的耦合计算,计算所得激波位置与试验结果一致,固壁非定常温度场分布与文献结果吻合.在此基础上,进行了航空发动机短舱内外流场与结构温度场耦合的数值研究,并得出了几个短舱外表面蒙皮冷却的可行性措施,为飞行器红外隐身设计提供参考.     

高超声速全动翼面全时域耦合分析方法及应用

在流场-结构温度场同步计算方法的基础上,建立了多物理场全时域耦合分析方法,将方法应用于沿轨道运动的高超声速全动翼面热气动弹性稳定性分析。采用基于有限体积模型的CFD同步计算方法求解高超声速流场和结构温度场,建立映射关系实现结构有限元模型气动载荷加载和温度场赋值。采用移动坐标系和动网格相结合的方式描述变速度飞行和翼面偏转过程。通过坐标系变换将翼面偏转过程和振动过程的网格变形量叠加,考虑翼面振动和偏转的耦合非定常效应。针对沿轨道运动的高超声速飞行器,建立了同步计算方法与全时域耦合分析方法相结合的热气动弹性稳定性分析流程。研究发现,与同步计算方法相比,全时域耦合分析方法能够模拟结构振动对流场和结构温度场的影响,计算得到的监测点热流密度波动幅值占热流峰值的10%左右,而温度变化并不明显,相比于刚体模型,监测点温度只下降了0.3%左右。全时域耦合热气动弹性分析方法得到的颤振临界点在4-5号状态点之间,颤振形式为铰链扭转模态与一阶弯曲模态的耦合颤振,与"冻结"模态的热颤振方法结果一致。     

MTPS蜂窝夹芯结构传热性能及热应力分析

对于金属防热结构的蜂窝夹芯结构的稳态情况,基于材料的全灰体假设,同时考虑热传导和热辐射两种传热形式对温度场的耦合作用,利用热流量守恒建立了蜂窝芯层温度场的非线性积分方程。离散化后利用数值方法得到方程组的数值解。对于美国兰利研究中心的实验结果,与本文方法的对比计算结果基本吻合。进一步,利用计算结果讨论了给定面板温度边界情况下,下面板、柱体层的灰度、蜂窝结构长径比对夹芯温度场的影响。并根据温度场和近似的应力分析模型,用半解析结果讨论了稳态情况下蜂窝芯层上的热应力。     

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.      

热气动弹性变形对飞行器结构温度场的影响研究

气动加热造成的结构温升可能造成飞行器结构失效从而带来安全隐患。准确预测结构温度场在高超声速飞行器热防护系统与结构设计中显得尤为重要。气动热与传热耦合是提高结构温度场预测精度的有效手段,经长期研究与发展,不管是耦合方法研究还是实际工程应用都已开展了大量工作。但这些研究工作均未考虑结构变形对气动加热和结构温度场的影响。而在实际飞行过程中,特别是长时间飞行后,结构变形对结构温度场的影响往往是不能忽略的,对气动力/热环境也都有直接的影响。本文以飞行器静热气动弹性计算方法为基础,对高超声速飞行器机翼模型进行了考虑热气动弹性变形影响的气动热与传热耦合计算,并与不考虑变形对热环境影响情况的计算结果进行了对比分析。结果表明,虽然对于大面积区域变形对气动热/结构温度场的影响较小,但对于热防护结构重点关注且精度要求较高的前缘驻点附近区域计算结果变化明显。由此,也说明了考虑弹性变形对结构温度场预测的重要性。该研究工作为进一步提高飞行器结构温度场预测精度和结构热安全性能评估能力奠定了基础。     

燃烧室壁冲击-逆向对流-气膜冷却特性的数值研究

采用FLUENT软件对冲击-逆向对流-气膜冷却结构进行了流固耦合计算, 得到了对流通道和气膜形成区流场、流体温度场以及固壁温度场分布, 分析了该冷却结构内部复杂的流动和换热情况.计算研究目的是摸索一种火焰筒壁温的计算方法, 以较好地获得火焰筒壁温分布.计算结果和试验结果进行了对比, 两者有较好的吻合性.分析表明采用流固耦合计算获取冲击-逆向对流-气膜冷却结构的壁温分布是可行的.      

气动加热下飞行器油箱温度场耦合分析

气动加热与结构热传递耦合问题在航空航天领域非常重要.分析了飞行器持续受热过程中的耦合性,指出了耦合性在分析持续气动加热问题中的必要性.针对存在的耦合性,提出了一种处理方法,即在“飞机结构三维温度场分析”程序中增加气动热流工程算法,同时采用对流传热来模拟油箱内燃油与油箱内壁面传热.对流换热系数以及出口油温通过与油箱壁面结构温度耦合计算来确定,即在每个时间点上,将当前结构内壁面温度咒代入对流换热系数α以及油温L的计算公式,求得该时间点的α和t,以此实现气动/温度场/流场三个物理场的实时耦合.计算结果表明,耦合计算结果与试验结果吻合得很好.     

气动加热／热响应耦合分析与试验研究

概述了气动加热与热响应耦合分析技术的国内外研究进展，给出M．《6飞行器零压力梯度部位气动加热与热响应的耦合分析及试验验证方法。气动加热采用工程算法，在自主开发结构温度场计算软件ASTSA基础上，加入气动加热计算模块，实现了气动加热／热响应耦合分析功能。利用全方程热流密度控制技术，完成了气动加热／热响应耦合地面热模拟试验，实现了对耦合分析结果的试验验证。依据上述分析利试验方法，对受气动加热载荷作用的某导弹油箱的温度场进行了入数值计算和试验测试，计算结果与试验结果吻合较好，说明分析方法是正确的，可以用于工程实际。     

复合喷管热结构耦合计算的一种新的策略

基于流固耦合完成复合喷管流动换热、传热过程温度场的数值模拟,编写了计算流体力学(CFD)与有限单元法(FEM)的接口程序,快速实现温度载荷和机械载荷数据的传递,提出了复合喷管热结构耦合计算一种新的策略。利用直接约束法考虑了复合喷管部件界面间高温碳化带来的结构边界非线性因素。计算结果表明耦合方法得到的复合喷管温度场是合理的,高温下界面间结构功能退化问题对于变形特征以及应力场影响很显著。     

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.      

复合喷管热结构耦合计算的一种策略

基于流固耦合完成复合喷管流动换热、传热过程温度场的数值模拟,编写了计算流体动力学(CFD)与有限单元法(FEM)的接口程序,快速实现温度载荷和机械载荷数据的传递,提出了复合喷管热结构耦合计算一种策略.利用直接约束法考虑了复合喷管部件界面问高温碳化带来的边界非线性因素.计算结果表明耦合方法得到的复合喷管温度场是合理的,高...     

三维数值模拟再生冷却喷管的换热

为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点，采用数值模拟的方法，对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程，进行流动和传热的耦合计算。在计算中，假定喷管流动为冻结流动，考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热；采用二阶迎风格式离散控制方程，采用DO模型离散求解辐射换热方程，水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。计算模型采用缩比热试车发动机，数值计算结果与实验结果吻合较好，较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度，得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场，对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。     

某型航空发动机导向器的热-结构耦合分析

根据温度场分段插值方法对某型航空发动机导向器结构进行了温度场求解,并利用得到的温度场对导向器模型及1/72扇区模型展开了热-结构耦合分析,通过结构模态分析和应力计算,得到了该型涡轮导向器的振动特性和工作状态下的热应力分布情况,对计算结果进行进一步分析,验证了计算结果的合理性。     

考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。     

轴对称喷管内外流场与结构温度场耦合计算

利用有限体积的对流项二次迎风插值格式和重整化群(RNG)k-ε湍流模型,二层增强型壁面函数,同时利用球形谐波法考虑热辐射的影响,以灰气体加权模型(WSGGM)确定气体介质的辐射性质,求解N-S方程、热传导方程、考虑吸收-发射性气体介质的辐射传输方程。采用流固耦合的流动与换热模型,流场与结构温度场互为边界条件交换数据,实现了流场解算与温度场解算的耦合数值分析。采用此计算模型对静止的轴对称收-扩喷管进行了数值模拟,计算得到的喷管壁温与试验数据吻合良好。在此基础上,进一步开展了巡航状态下轴对称收-扩喷管内外流场与结构温度场的耦合数值研究。     

考虑热流固多物理场耦合的圆周密封特性

基于圆周密封工况分析,建立了流场、温度场及结构场的多物理场耦合三维求解模型。通过热流固耦合方法计算结果分别与理论模型和试验结果对比,验证了模型正确性。分析了圆周密封流场、温度场和结构场特性,及耦合场应力和变形分布规律,得到了关键工况参数对圆周密封性能作用规律。结果表明:流场压力沿z轴负向降低,压力降梯度与密封带宽度负相关;封严气体出现不规则涡旋运动,流速沿径向降低。温度场分布较均匀,最高温度位于搭接头处。结构场分析发现最大变形和最大应力位于凸搭接头处。热流固耦合下密封环最大变形量比流固耦合下增大161%,比热结构耦合下减小09%,温度场对变形显著影响。最大应力移至密封带与搭接头过渡处,比流固耦合下增大83%,比热结构耦合下增大23%,流场与温度场对密封环应力影响较大。温差变化对变形量起主要作用。压差变化对最大应力起主要作用,对泄漏量具有决定性作用。     

“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。     

类乘波体防热壁板气动加热-温度场耦合特性分析

针对类乘波体防热壁板,采用松耦合算法推进气动热和传热迭代计算,研究气动加热-温度场的耦合特性.结果表明:在壁板达到辐射平衡前,冷壁热流和辐射平衡热流与真实气动加热的误差分别达+55.1%和-15.4%以上,必须将气动加热和温度场进行耦合分析;当地绝热壁面温度不随时间变化,表面传热系数是耦合效应的关键参数;采用平均表面传热系数进行瞬态气动加热-温度场耦合计算只进行2次气动加热计算,壁面温度预测误差在2.5%以内,可有效提高气动加热-温度场耦合计算的效率.      

基于非结构网格的涡轮气热耦合数值方法研究

利用课题组自主开发的三维非结构隐式N-S计算软件CU_Turbo,采用气热耦合计算方法,对MarkⅡ内冷径向涡轮导向叶片、带气膜冷却涡轮导叶MT1的流场和温度场进行了数值模拟。计算过程中,隐式时间推进中Jacobi ans矩阵采用对Roe通量的一种近似方法求解。结果表明,计算值与试验值吻合良好,验证了气热耦合计算方法的实用性和有效性,为涡轮工程设计提供了一种新的计算分析方法;涡轮叶片通道内附面层的不同流动状态及气膜冷却,对当地换热都有很大的影响。     

离散结构三维瞬态温度场分析

阐述了离散结构温度场分析的基本理论，介绍了用于离散结构温度场分析的ＡＳＴＳＡ软件系统，并引用算例对如何使用该软件进行离散结构温度场分析进行了说明。