[发明专利]高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算方法

权利要求书

1.一种高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算方法，其特征在于，包括步骤如下：

将流场与结构作为同一个物理场，同时计算流场与结构的物性参数与热力学性质，将流场与结构交界面作为整个物理场的内部边界，联立流场与结构传热控制方程，采用统一数值计算方法同时求解；

对于结构传热，在控制体Ωs上结构传热控制方程积分形式如下，不考虑热源：

式中，dS为控制体面单元，C_s为固体材料比热容，T为结构温度，为温度梯度，ρ为材料密度，k为导热系数，为边界；流场计算采用可压缩雷诺平均N-S方程，因此，在控制体Ω上，将流场控制方程与结构传热控制方程统一到同一积分形式的控制方程中：

式中，W为守恒量，F_c为对流通量，F_v为粘性通量；湍流模型选取SST k-ω两方程模型；空间离散时对流通量采用基于格心格式的AUSM+格式进行离散，黏性通量离散采用二阶中心差分格式；

交界面温度计算采用中心平均方法计算，如下：

T＝(T_l+T_r)/2

式中，T_l、T_r分别为交界面左右控制单元的温度；温度梯度的计算需要进行修正，计算方法如下：

式中，分别为交界面左右控制单元的温度梯度，L_lr为单元中心之间的距离，r_lr为左控制单元中心点到右控制单元中心点的单位向量；此外，温度梯度的计算方法采用高斯格林方法，高斯格林法通过单元的边界的值及法向量来计算：

对于格心格式，即为：

式中，Ω为控制体体积，i为单元编号，j为相邻单元编号，n_ij为单位法向向量，ΔS_ij为控制体表面积，N为控制体单元面编号；引入固体传热中热阻抗的概念，定义热阻抗为：

式中，d为热流方向的厚度，A为垂直于热流方向的截面面积；通过引入热阻抗的概念得到交界面的热阻抗关系式：

R_t,bnd＝R_t,l+R_t,r

得到交界面导热系数k计算式子如下：

其中，k_l、k_r分别为左右控制单元的热传导系数，L_l、L_r分别为左右控制单元中心到边界中心的距离。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算方法，其特征在于，所述计算方法包含以下边界条件：

(1)流场远场边界条件，其采用Riemann边界条件；

(2)物面边界条件，其包括固体表面流动边界条件与热力学边界条件；

a.固体表面流动交界面边界条件满足无滑移边界条件，以及压强梯度为零；

b.结构热传导边界条件为热力学边界条件，其包含Dirichlet温度边界条件与Neuman热流密度边界条件。