高超聲速氣動力-熱-結構多場耦合問題數(shù)值模擬技術研究.pdf

1、進入二十一世紀以來，隨著飛行器技術的迅猛發(fā)展，高超聲速飛行器受到世界各國的高度重視。高超聲速流動問題中的關鍵問題之一是氣動加熱問題，會造成飛行器結構溫度升高，改變結構內溫度場分布，從而改變結構材料的物理屬性。其中非均勻的溫度場會引起不可忽視的結構熱應力現(xiàn)象。結構材料特性的改變會引起結構剛度和結構模態(tài)的變化，對結構的靜/動熱氣動彈性性質造成極大的影響。美國在可重復使用高超巡航/入軌飛行器的研究方面一直走在世界的前面，先后提出了Falcon

2、、HyTech、Hyper-X等計劃，并指出了極端環(huán)境下的結構響應的預測的諸多顯著的技術難點，如流體、熱和結構響應的耦合、大而復雜的耦合模型及計算成本等。
　　本文針對高超聲速飛行器氣動力/熱/結構耦合問題數(shù)值模擬技術中的相關關鍵計算技術開展了研究，包含氣動力/熱計算中的時空離散方法、動網(wǎng)格等，氣動加熱/結構傳熱計算技術中的計算模型、界面插值方法等，靜熱氣動彈性計算技術中的計算流程、網(wǎng)格處理流程等，以及彈道狀態(tài)下熱氣動彈性分析流程

3、、非定常氣動加熱計算、模態(tài)坐標下動力學分析等方面。主要研究內容如下：
　　首先，發(fā)展了力/熱/結構多場耦合計算中的流場、結構溫度場及結構應力場的數(shù)值模擬方法和程序。流場數(shù)值模擬程序適用于高速可壓縮流動的定常/非定常無粘/粘性流場的氣動力/熱的數(shù)值模擬。以混合網(wǎng)格為基礎，對流通量格式包含JST、AUSM格式，湍流模型為S-A模型，時間離散采用多步Runge-Kutta迭代和雙時間步長方法，并引入了動網(wǎng)格技術。結構溫度場數(shù)值模擬方法以

4、有限體積法為基礎，包含了最小二乘法和高斯格林法兩種溫度梯度計算方法，時間迭代方法與流場數(shù)值模擬方法中的相同。結構數(shù)值模擬中單元采用等參單元，線性方程組的求解方法包含SOR，GMRES_m和CG等方法。通過若干算例對三個計算程序的計算模型、數(shù)值格式、計算精度等進行了驗證，對比了不同方法求解線性方程組時的收斂效率。
　　其次，發(fā)展了一種能用于二維/三維、定常/非定常、氣動加熱/結構傳熱分析的一體化數(shù)值計算方法。采用統(tǒng)一的積分方程組作為

5、氣動加熱和結構傳熱物理過程的控制方程，對整個物理場進行統(tǒng)一的有限體積方法離散，給出了流場與結構交界面上溫度、溫度梯度及熱傳導系數(shù)等參數(shù)的計算方法。針對流場與結構交界面的網(wǎng)格尺度對計算結果的影響開展了研究，結果表明過大的網(wǎng)格尺度會引起計算的不準確，而過小的網(wǎng)格尺度會使得計算量大大增加。通過耦合算法與一體化算法的對比發(fā)現(xiàn)，一體化算法對于網(wǎng)格的敏感性小于耦合算法。
　　然后，以本文發(fā)展的氣動加熱/結構傳熱一體化求解方法為基礎，結合結構靜

6、力學有限元方法，提出了一種新的靜熱氣動彈性計算技術。開展了二元機翼的靜熱氣動彈性計算，考察了溫升、攻角對靜熱氣動彈性的影響，對比了均勻溫升和非均勻溫升的結構應力/應變分布情況。結果表明：當溫升達到102量級時，對升阻力系數(shù)會有較大影響。在高超聲速飛行器設計中，溫度場的準確計算對結構設計非常重要，非均勻溫升帶來的熱應力的影響必須要加以考慮。
　　再次，發(fā)展了力/熱/結構多場耦合計算中的彈道狀態(tài)氣動加熱及氣動彈性計算方法。采用Eule

7、r解與工程估算相結合的方法，同時耦合一維熱傳導方程，形成了一種彈道狀態(tài)長時氣動加熱快速計算方法。在氣動加熱計算的基礎上，進行熱結構的模態(tài)分析，然后開展熱氣動彈性計算。類X-37B飛行器彈道狀態(tài)的氣動加熱計算結果表明高超聲速飛行器在彈道飛行時，外壁面的溫度會隨時間劇烈變化，而內壁面溫度隨時間變化較為緩和，同時化學反應效應對氣動加熱有影響，能一定程度的降低結構的最高溫度。彈道上的某一狀態(tài)的熱氣動彈性計算研究表明氣動加熱造成的結構溫升使得結構