[发明专利]一种高超声速飞行器热静气弹分析方法

说明书

技术领域

该方法用于高超声速飞行器热气弹分析。

背景技术

在研制高科技国防武器和探索太空的大背景下，各种高超声速飞行器不断涌现。高超声速飞行引起的气动加热给这类飞行器设计带来了许多挑战，热气动弹性就是其中的一个关键问题。气动加热导致材料特性发生变化，使结构变形加剧，内部产生热了应力，改变了结构模态，给原有气动弹性系统带来了复杂的影响，甚至造成破坏性失稳。因此深入研究高超声速飞行器的热气动弹性问题具有重要的应用价值。

对于热气弹这样一个多学科耦合问题，研究人员一般采用松耦合思路和分层求解的分析方法，着重关注气动加热对结构弹性力的影响，将气动-热-结构三者的耦合分析分解为定常气动热-结构和气动力-结构两部分的分析。分层求解的气动弹性分析思路抓住了热气动弹性问题的主要矛盾，可以满足高超声速飞行器气动弹性工程分析需要，也可作为应用基础研究的重要途径。高超声速气动力和气动热的计算是热气动弹性分析的关键，计算方法可分为CFD（计算流体力学，Computational Fluid Dynamics）数值方法和工程方法。CFD数值方法特点是计算精度高，然而对硬件要求高，计算效率较低。工程方法具有计算速度快、效率高的特点。

在热静气弹迭代求解过程中，如果气动力和气动热全部采用或一个CFD方法进行计算，二者全部参与迭代，则计算时间漫长，效率很低。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器热静气弹分析方法，该方法计算时间短、效率高，能够用于高超声速飞行器结构设计和控制率设计。

本发明的技术解决方案是：一种高超声速飞行器热静气弹分析方法，其特征在于步骤如下：

（1）根据飞行器的初始外形，建立高超声速飞行器的结构及气动分析模型；

（2）利用工程方法对高超声速飞行器进行气动力的计算和气动热的计算；其中气动力的计算针对高超声速飞行器的不同部件采用不同的工程计算方法，具体见下表：

气动热的计算即表面热流计算首先计算高超声速飞行器头部驻点的热流；然后将翼前缘等价为一无限后掠圆柱，分别计算翼前缘在层流和湍流下的热流；最后计算除驻点及翼前缘其他部分的热流：利用跟踪流线法，根据欧拉方程求解得到的流场，生成表面流线，并求出沿流线求导的Jacobi矩阵；利用轴对称比拟法，在机翼迎风面沿气流方向将翼面划分为若干个平行的条带，相邻两个条带上的流动互不干扰，独立求出每个条带上的热流密度；

（3）根据步骤（2）气动热计算得到的飞行器表面热流计算表面温度并通过热传导分析计算飞行器结构温度场；

（4）将步骤（2）气动力计算得到的气动力载荷以及步骤（3）计算的温度场加载在步骤（1）建立的结构分析模型上，计算飞行器的弹性变形；

（5）利用计算的飞行器弹性变形更新高超声速飞行器的结构及气动分析模型中的外形节点坐标，并确定变形的最大位移点，判断最大位移点的变形率是否小于预设的阈值，若小于，则以当前计算的飞行器气动力、气动热计算结果以及弹性变形作为最终的分析结果；否则转步骤（2）循环执行。

本发明与现有技术相比有益效果为：

（1）本发明中气动热与气动力都参加耦合迭代分析过程，常规方法的只进行一步气动热计算，然后在该热环境下的进行气动力与结构的迭代求解。该方法与常规方法不同，分析过程更为接近高超声速飞行器的真实物理飞行环境，迭代过程中每一步的气动热与气动力计算结果都比较准确，最终得到的热静气弹结果将更加接近飞行器实际情况。

（2）本发明能够考虑真实气体效应和稀薄气体效应，可针对高超声速飞行器高升阻比布局的特点，依据不同部件的流动特性，分别对不同部位及位置选用不同的气动力计算方法，从而提高了气动力的计算精度。

（3）本发明中气动热与气动力的计算都采用工程方法，计算速度快，效率高。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做详细说明。

本发明一种高超声速飞行器热静气弹分析方法，步骤如下：

（1）根据飞行器的初始外形，建立高超声速飞行器的结构及气动分析模型；所述的气动分析模型是指以三角形面元构成的高超声速飞行器的气动外形模型；结构分析模型是指飞行器结构有限元分析模型，即对飞行器各部件赋予相应的材料属性，然后将飞行器结构划分为有限元单元，如壳单元、体单元等，并在重心位置施加固支约束条件。