[发明专利]高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算方法

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器前缘流‑热‑固一体化计算方法，属飞行器气动计算领域。针对高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合问题，该方法避开传统气动加热/结构传热耦合求解方法在时间域内进行流场与结构耦合交替迭代计算所带来的繁琐数据交换与计算量，将流场与结构作为一个物理场，采用统一的控制方程。对流固交界面的物性参数进行重新定义，全物理场进行有限体积方法空间离散，时间推进采用隐式时间迭代。该方法较耦合算法而言，无需额外的数据交换和耦合策略，计算结果与实验值更加接近，并且计算量和网格依赖性都相对较小，具有更好的稳定性和计算精度。

技术领域

本发明属飞行器气动计算技术领域，具体指代一种高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算方法。

背景技术

高超声速流动通常是指马赫数大于5的流动。飞行器以高超声速出入大气层或持续在空间飞行时，由于压缩效应以及飞行器表面与空气的剧烈摩擦(王江峰，伍贻兆，季卫栋，樊孝峰，赵法明，吕侦军2015《航空学报》36(1):159-175“高超声速复杂气动问题数值方法研究进展”)，飞行器头部、进气道前缘等关键部位将承受巨大的气动加热，会产生强烈的气动力、气动热及结构耦合问题，对飞行安全带来极大隐患。因此准确预测+气动加热与结构传热的物理过程，对高速飞行器的热防护系统轻量化设计，起到重要作用。由于此类问题的地面实验难度高、周期长，因此目前对此类问题的分析主要还是采用数值模拟技术。

目前，高超声速飞行器气动热/结构传热耦合问题的数值模拟主要分为分区耦合计算和一体化求解两种方法。传统的多场分区耦合方法(夏刚，刘新建，程文科，秦子增2003《国防科技大学学报》25(1):35-39“钝体高超声速气动加热与结构热传递耦合的数值计算”；姚小虎，韩强2008《物理学报》57(8):5056-5062“热力耦合作用下双层碳纳米管的扭转屈曲”)将流场和结构划分为独立的两个部分，以时间域上的耦合交替迭代方式，在耦合交界面上进行流场热流密度与结构表面温度两个参数的数据交换。NASA兰利研究中心的Dechaumphi(Wieting A R,Dechaumphai P,Bey K S 1991Thin Wall.Struct.11 112)认为分区耦合方法的数学模型需要额外的数据传递策略，且将本来连续的物理过程人为划分，从而产生计算误差，会对计算结果准确性产生影响。