[发明专利]一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法

说明书

本发明涉及一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法：每个计算周期执行：计算实际飞行条件下飞行器整体的周边流场，并获取所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数；建立以“外部流场空间、热密封结构流道、飞行器内腔及出口”为边界的热密封结构有限元空间流场计算模型；将所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，作为外部流场输入条件，代入热密封结构有限元空间流场计算模型，采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构的内部空间流场的物理参数，直至流场稳定；如果所得DSMC方法计算结果不具备有效性，则对DSMC计算模型进行修正并续算至流场稳定，重复前一步过程直至DSMC方法计算结果具备有效性。

技术领域

本发明涉及一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，是一种毫米级或更小尺度流动及传热的模拟方法，主要对高速飞行器高温热密封结构中细微流道及上下游空间内的流场发展情况进行模拟，适用于飞行器热环境与防隔热设计领域。

背景技术

为获得热密封结构在特定飞行工况下的外部流场条件，需要采用基于Navier-Stocks的计算方法获取飞行器整体的周边流场。

在进行典型的流动及传热现象模拟时，基于Navier-Stocks的计算方法是一种普遍采用方法。该方法以流体的连续性假设为前提，在处理飞行器宏观流场时能获得较好的结果，但该方法存在以下不足：当流动尺度缩小到一定程度时，流体的连续性假设不再成立，故该方法不再适用。

对于热密封结构附近的局部小尺度流动现象，通常需要考虑稀薄气体效应，采用直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)是常用的一种计算方法。但该方法计算量大、耗时长，仅适合处理局部小尺寸(毫米级或更小尺度)的流动区域。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，以研究飞行器高温热密封结构内部的流动与传热过程，兼顾计算准确度和计算耗时。

本发明解决技术的方案是：一种飞行器热密封结构内部流动传热的确定方法，该方法每个计算周期执行如下步骤：

(1)、获取当前实际飞行条件，建立飞行器整体的有限元分析模型，计算实际飞行条件下飞行器整体的周边流场，并获取所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，所述实际飞行条件包括来流压力、温度、密度、速度矢量以及飞行器外形，所述物理参数包括压力、温度、密度、速度矢量；

(2)、根据所关注热密封结构的几何尺寸，建立以“外部流场空间、热密封结构流道、飞行器内腔及出口”为边界的热密封结构有限元空间流场计算模型；

(3)、以步骤(1)所得到所关注热密封结构的边界层内空间流场的物理参数，作为外部流场输入条件，代入热密封结构有限元空间流场计算模型，设置仿真粒子权重，采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构的内部空间流场的物理参数，直至流场稳定之后进入步骤(4)；所述热密封结构的内部空间流场的物理参数包括压力、温度、密度、Knudsen数分布；

(4)、检查热密封结构的内部空间流场的Knudsen数分布，如果步骤(3)计算得到的稳定流场是有效的，则从中提取所关注热密封结构内部空间流场的物理参数，作为飞行器热密封结构内部流动传热仿真结果，结束；否则，保留DSMC方法当前计算状态；进入步骤(5)；

(5)、对空间流场计算模型进行修正，采用修正后的空间流场计算模型，从步骤(4)保留的DSMC方法当前计算状态开始，继续采用DSMC方法，计算得到所关注热密封结构内空间流场的物理参数，直至流场稳定之后，再次回到步骤(4)。

所述步骤(1)采用基于Navier-Stocks的计算方法，计算飞行器整体的周边流场。

所述步骤(3)流场稳定的判断原则是：流场中仿真粒子总数基本不再随计算时长改变，粒子总数的变化率绝对值不超过0.2/s。