[发明专利]一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法，从气动力、气动热、结构传热和结构应力/变形等物理场特征时间出发，在考虑现有计算资源和不降低耦合计算精度的前提下，有效减小了耦合分析方法的计算量，可用于高超声速飞行器实际结构的热气动弹性分析。本发明通过监控结构温度场的变化情况实现了耦合时间步长的动态调整，在有效保证耦合计算精度的情况下，大幅度提升耦合计算效率这一难题。该方法可有效实现高超声速飞行器整机结构或部件的热气动弹性特性分析；同时，对同样涉及飞行器流‑热‑固耦合计算问题也具备求解能力，譬如气动热与传热耦合问题、结构热安全性评估问题等。

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法。

背景技术

新一代高超声速飞行器受高速度、高机动性及长航时的任务需求影响，多采用细长体、升力体或乘波体构型。同时，由于质量限制具有较大的结构柔度。在长时间的气动力、气动热的综合作用下，温升引起的结构应力、刚度和模态的显著变化，对飞行器气动弹性特性带来了较大影响，由此形成的热气动弹性问题给飞行器热安全带来了前所未有的挑战。针对真实飞行器结构的热气动弹性特性预测问题，国内外均无试验研究能力，主要依靠数值分析开展研究。且受制于气动力/热/结构多场耦合的复杂性，目前尚无开展真实飞行器结构热气动弹性计算分析的能力。

现有流-热-固耦合计算方法通常采用紧耦合方案，耦合时间根据各物理场数值求解方法中最小的一个决定。此时，开展热气动弹性问题计算需要花费相当长的时间(计算时间通常以月为单位计算)。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提出了一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法，通过合理的调整耦合时间间隔，大幅度降低总计算量，计算时间可以以天为单位计算，使得热气动弹性问题计算具有实用价值。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法，包括如下步骤：

步骤一、对流场和温度场进行初始化；

步骤二、对t_i时刻绕飞行器的流体域进行稳态流场计算，获得稳态流场近飞行器壁面的热流密度q_w,i和壁面压力p_w,i；

步骤三、将稳态流场的壁面压力p_w,i和壁面热流密度q_w,i插值传递给飞行器结构表面，分别作为结构热应力/热变形计算的力边界载荷条件和结构热传导计算的热边界载荷条件；

步骤四、基于施加的热边界载荷，自t_i时刻开始在飞行器结构内进行瞬态热传导计算，并监控全飞行器结构的温升变化情况，当结构温升变化达到预设的最大温升阈值△T_max时，停止热传导计算并将当前时刻记录为t_i+1，同时保存t_i+1时刻的结构温度场和结构壁面温度T_w,i+1；

步骤五、计算t_i+1时刻的结构位移场和动力响应特性；

步骤六、将t_i+1时刻的结构壁面温度T_w,i+1和壁面位移量U_w,i+1传递给流场；

步骤七、返回步骤二进入下一个时间步长继续进行计算，直至耦合推进时间到达预设的结束时间t_end。