钝体外形气动加热与结构传热一体化数值模拟
发布时间：2021-02-16 07:06
为了提高气动加热与热防护结构传热多物理场数值模拟的稳态计算效率与计算精度,发展了一种基于有限体积法的气动加热与结构传热一体化数值计算方法。该方法将高速流场与结构温度场统一到同一物理场,基于统一的控制方程组,采用基于LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长的有限体积方法进行求解,避开了传统气动加热与结构传热耦合求解方法在时间域内的所需繁琐数据交替迭代策略。对二维/三维钝体进行一体化数值计算分析,计算结果表明:二维钝体非稳态下,得到2s时圆管驻点温度最高达到390.2K,驻点热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,证明了方法的可靠性和可行性。同时分析了三维钝体应用算例的流-固-热稳态计算特征,计算得到稳态时钝头体结构外壁表面最高温度达到535.6K,表明一体化计算方法可用于长航时飞行条件下的气动加热-结构传热多物理场耦合计算分析,为高速飞行器热防护结构设计与选材提供一定的理论与技术支持。
【文章来源】：推进技术. 2019,40(01)北大核心
【文章页数】：11 页
【部分图文】：
给出了圆管表面压强分布（归一
第40卷第1期钝体外形气动加热与结构传热一体化数值模拟41Fig.13ComputationalmodelandmeshesTable5ComparisonoftheheatfluxonstagnationpointItemqs/(kW/m2)Present22.55Exp.［6］215.8Error/%4.5图14为初始时刻钝头体各截面归一化热流密度分布与实验值的对比，可以看出在各截面处本文的热流计算分布结果与实验值［30］吻合较好，验证了气动加热与结构传热一体化计算方法的正确性，其中，0°，180°，90°的曲线分别位于钝头体上表面、下表面与侧面。同时从图中可以看出，迎风面的热流值远大于背风面的热流值。另外，上表面的曲线随着x坐标的增大而下降，而下表面的曲线则是先上升后下降，原因是来流攻角较大，驻点并不位于头点，而是位于钝头体顶部偏下的位置。Fig.14Comparisonsbetweenpredictedandexperimentalheatfluxdistribution图15分别给出了稳态时流场温度与钝头体结构内温度分布云图。从温度分布云图可以看出，同样由于攻角的存在，流场驻点高温区并不是位于头点（x坐标最小的点）处，而是位于头点偏下位置，且与钝头体结构内高温区位置一致，这与图14中初始时刻表面热流分布规律相同。Fig.15Steadycomputedresultsofbluntbody图16所示为对称面内流场与钝头体结构温度场温度分布云图，可以看出流场温度明显高于结构温度场温度，流场最高温度达到1109.4K。对比钝头体结构温度场上下部分，可以发现迎风面区域结构温度整体高于背风面区域。图17为对称面内钝头体结构内外壁面温度分布曲线（内壁面取近壁面参数），x坐标为模型对称轴（顶点为原点）。从曲线可以看出对称面内结构内最高温度并不位于原点位置，这与流场内驻点
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速进气道前缘流场-热-结构耦合分析[J]. 张胜涛,陈方,刘洪. 空气动力学学报. 2017(03)
[2]高超声速飞行器流-热-固耦合研究现状与软件开发[J]. 桂业伟,刘磊,代光月,张立同. 航空学报. 2017(07)
[3]高超声速流场与结构温度场一体化计算方法[J]. 季卫栋,王江峰,樊孝峰,赵法明. 航空动力学报. 2016(01)
[4]高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究[J]. 董维中,高铁锁,丁明松,江涛,刘庆宗. 航空学报. 2015(01)
[5]高超声速热化学非平衡钝体绕流数值模拟[J]. 杨恺,原志超,朱强华,高效伟. 推进技术. 2014(12)
[6]高超声速复杂气动问题数值方法研究进展[J]. 王江峰,伍贻兆,季卫栋,樊孝峰,赵法明,吕侦军. 航空学报. 2015(01)
[7]高超声速气动热数值计算壁面网格准则[J]. 张智超,高振勋,蒋崇文,李椿萱. 北京航空航天大学学报. 2015(04)
[8]Ma5斜激波串动态特性实验研究[J]. 田旭昂,王成鹏,程克明. 推进技术. 2014(08)
[9]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[J]. 李鹏飞,吴颂平. 航空动力学报. 2010(08)
[10]钝体高超声速气动加热与结构热传递耦合的数值计算[J]. 夏刚,刘新建,程文科,秦子增. 国防科技大学学报. 2003(01)
博士论文
[1]高超声速飞行器防热壁板气动热弹性耦合建模与分析[D]. 程兴华.国防科学技术大学 2012
硕士论文
[1]高超声速飞行器流热固多物理场耦合计算研究[D]. 黄杰.哈尔滨工业大学 2013
本文编号：3036391
【文章来源】：推进技术. 2019,40(01)北大核心
【文章页数】：11 页
【部分图文】：
给出了圆管表面压强分布（归一
第40卷第1期钝体外形气动加热与结构传热一体化数值模拟41Fig.13ComputationalmodelandmeshesTable5ComparisonoftheheatfluxonstagnationpointItemqs/(kW/m2)Present22.55Exp.［6］215.8Error/%4.5图14为初始时刻钝头体各截面归一化热流密度分布与实验值的对比，可以看出在各截面处本文的热流计算分布结果与实验值［30］吻合较好，验证了气动加热与结构传热一体化计算方法的正确性，其中，0°，180°，90°的曲线分别位于钝头体上表面、下表面与侧面。同时从图中可以看出，迎风面的热流值远大于背风面的热流值。另外，上表面的曲线随着x坐标的增大而下降，而下表面的曲线则是先上升后下降，原因是来流攻角较大，驻点并不位于头点，而是位于钝头体顶部偏下的位置。Fig.14Comparisonsbetweenpredictedandexperimentalheatfluxdistribution图15分别给出了稳态时流场温度与钝头体结构内温度分布云图。从温度分布云图可以看出，同样由于攻角的存在，流场驻点高温区并不是位于头点（x坐标最小的点）处，而是位于头点偏下位置，且与钝头体结构内高温区位置一致，这与图14中初始时刻表面热流分布规律相同。Fig.15Steadycomputedresultsofbluntbody图16所示为对称面内流场与钝头体结构温度场温度分布云图，可以看出流场温度明显高于结构温度场温度，流场最高温度达到1109.4K。对比钝头体结构温度场上下部分，可以发现迎风面区域结构温度整体高于背风面区域。图17为对称面内钝头体结构内外壁面温度分布曲线（内壁面取近壁面参数），x坐标为模型对称轴（顶点为原点）。从曲线可以看出对称面内结构内最高温度并不位于原点位置，这与流场内驻点
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速进气道前缘流场-热-结构耦合分析[J]. 张胜涛,陈方,刘洪. 空气动力学学报. 2017(03)
[2]高超声速飞行器流-热-固耦合研究现状与软件开发[J]. 桂业伟,刘磊,代光月,张立同. 航空学报. 2017(07)
[3]高超声速流场与结构温度场一体化计算方法[J]. 季卫栋,王江峰,樊孝峰,赵法明. 航空动力学报. 2016(01)
[4]高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究[J]. 董维中,高铁锁,丁明松,江涛,刘庆宗. 航空学报. 2015(01)
[5]高超声速热化学非平衡钝体绕流数值模拟[J]. 杨恺,原志超,朱强华,高效伟. 推进技术. 2014(12)
[6]高超声速复杂气动问题数值方法研究进展[J]. 王江峰,伍贻兆,季卫栋,樊孝峰,赵法明,吕侦军. 航空学报. 2015(01)
[7]高超声速气动热数值计算壁面网格准则[J]. 张智超,高振勋,蒋崇文,李椿萱. 北京航空航天大学学报. 2015(04)
[8]Ma5斜激波串动态特性实验研究[J]. 田旭昂,王成鹏,程克明. 推进技术. 2014(08)
[9]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[J]. 李鹏飞,吴颂平. 航空动力学报. 2010(08)
[10]钝体高超声速气动加热与结构热传递耦合的数值计算[J]. 夏刚,刘新建,程文科,秦子增. 国防科技大学学报. 2003(01)
博士论文
[1]高超声速飞行器防热壁板气动热弹性耦合建模与分析[D]. 程兴华.国防科学技术大学 2012
硕士论文
[1]高超声速飞行器流热固多物理场耦合计算研究[D]. 黄杰.哈尔滨工业大学 2013
本文编号：3036391
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