[发明专利]三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法

说明书

本发明公开了一种三维复杂外形高速飞行器流‑固‑热快速计算方法，属飞行器气动计算领域。本发明依据边界层理论，采用CFD数值计算与工程算法相结合的方法，静气动热的计算简化为绕飞行器的无粘外流数值解和边界层内热流求解两份部分，同时耦合防热系统结构传热计算模型。本发明结合了全长数值模拟与工程算法各自的优势，可以快速高效对三维复杂外形高速飞行器的多种飞行状态下气动加热与结构耦合传热特性的计算方法，给出飞行器全机表面热流密度与防热结构温度场时变特性，弥补了直接数值模拟方法计算代价高、效率低、周期长等缺陷，同时拓展了工程算法的应用范围。

技术领域

本发明属飞行器气动计算技术领域，具体指代一种三维复杂外形高速飞行器流-固-热快速计算方法。

背景技术

高超声速飞行器在大气层中持续飞行时，飞行器表面将承受巨大的气动热(王江峰,伍贻兆.高超声速复杂气动问题数值方法研究进展[J].航空学报.2015,33(1):159-175)。气动热会导致飞行器结构温度升高，改变结构内温度场分布，从而改变结构材料的物理属性，而结构材料特性的改变会引起结构刚度和结构模态的变化，对飞行器的飞行安全造成极大隐患。因此热防护问题对于高超声速飞行器设计显得尤为重要(程克明,吕英伟.飞行器持续气动加热的耦合性分析[J].南京航空航天大学学报,2000,32(2):150-155)，越来越受到世界各国的高度重视。

气动加热问题(卞荫贵,徐立功.气动热力学[M].中国科技大学出版社.1997:15-20)的主要研究方法包括：数值模拟方法(Sinha K,K.Reddy D S.Effect ofChemicalReaction Rates on Aeroheating Predictions of Reentry Flows[J].Journal ofThermophysics and Heat Transfer,2011,25(1):21-33)、工程近似计算方法(Hamilton HH,Weilmuenster K J,DeJarnette F R.Ap-proximate Method for ComputingConvective Heating on Hypersonic Vehicles Using Unstructured Grids[J].Journalofspacecraft and rockets.2014,1288:1305)、地面风洞实验(田旭昂,王成鹏,程克明.Ma5斜激波串动态特性实验研究[J].推进技术.2014,35(8):1030-1039)及自由飞实验等，其中后两种方法因代价高昂等因素不适于工程设计的初期与选型、改型阶段。

数值模拟方法主要是对Euler方程、N-S(Navier-Stokes)方程及相关简化形式的控制方程进行求解，具有计算精度高、可处理复杂流动和全机外形等优点，但在气动热与结构传热耦合问题的求解方面对计算资源需求巨大且非常耗时。国内外在求解高超声速气动热相关问题的数值计算方法方面做了大量研究，主要工作集中在计算效率与精度等方面。