[发明专利]一种基于CFD和FEM技术的虚拟热试验方法

摘要

一种基于CFD和FEM技术的虚拟热试验方法，利用计算流体力学方法建立电弧风洞虚拟模型，实现试验状态热环境准确模拟与修正；利用有限元方法建立试验件模型，其中包括典型模型参数建立，试验件模型边界准确建立，确定试验模型能够准确模拟实际试验件；利用流固耦合技术实现两种模型组合模拟，利用模型修正和模型模型验证技术完成试验模型修正和固化。利用本方法完成各类热结构虚拟试验，能够大幅缩短试验周期，降低试验费用。

主权项

一种基于CFD和FEM技术的虚拟热试验方法，其特征在于步骤如下：(1)对高超声速飞行器的热环境进行计算，具体为：将高超声速飞行器外表面进行区域划分，分为飞行器头部球面区域和飞行器机身平面区域，对于飞行器球面区域，热环境计算通过公式进行：q=0.763Pr-0.6(ρswμsw)0.1(ρsμs)0.4(duedx)s[1+(Leω-1)hDhs](hs-hsw)]]>式中：q为热流密度，ω＝0.52，ρsw为飞行器壁面气体的密度；μsw为飞行器壁面气体的粘性系数，Pr＝0.71，Le∈[1.0,2.0]，ρs为驻点的气体密度，μs为驻点的气体的粘性系数，hD为离解焓，hs为驻点焓，hsw为壁面焓；为驻点处的速度梯度，从修正的牛顿公式获得，计算公式为：Ro为曲率半径，ps为驻点压力，p∞为远场压力；对于飞行器机身平面区域，热环境计算通过如下公式进行：当飞行器表面流场处于层流状态时，当飞行器表面流场处于湍流状态时，式中：为参考条件下估算的雷诺数，ρ为远场密度，Ue为参考速度，x为参考长度，gc＝32.174，μ为参考粘性系数，τm＝1，hr为恢复焓；(2)在高超声速飞行器表面热防护层上选取块状区域作为试验件，将该试验件在三维建模工具中进行几何建模；(3)确定进行虚拟热试验使用的风洞，该风洞需要满足：a、风洞喷管直径大于试验件包络尺寸的1.2倍，b、风洞喷管出口热流的最大值大于步骤(1)中飞行器热环境计算得到热流的1.2倍；当该试验件选取位置为飞行器头部时，风洞喷管出口热流的最大值大于步骤(1)中飞行器球面区域热环境热流的1.2倍；当该试验件选取位置为飞行器机身平面区域时，风洞喷管出口热流的最大值大于步骤(1)中飞行器机身平面区域热环境热流的1.2倍；(4)在计算流体动力学工具中建立虚拟电弧风洞CFD模型，在笛卡儿坐标系下，通过所述虚拟电弧风洞CFD模型求解热化学反应完全气体的三维非定常可压缩雷诺平均NS方程，该方程为：∂Q→∂t+∂F→∂x+∂G→∂y+∂H→∂z=∂F→v∂x+∂G→v∂y+∂H→v∂z]]>其中为守恒变量,t为时间，为x,y,z三个方向上的无粘矢通量,为x,y,z三个方向上的粘性通量矢量，得到壁面热流密度q；(5)根据试验件的几何模型和材料，在有限元分析工具中建立虚拟试验件FEM传热模型，通过如下传热方程进行计算，得到所述试验件的壁面温度Tsw；传热方程为：其中，ρ为结构有效密度，c为有效比热，T为温度，kx,ky,kz为x,y,z三个方向上的有效热传导系数；(6)通过公式将壁面温度Tsw进行插值，作为步骤(4)中求解壁面热流密度q的边界条件，其中Ti,j,1为流体边界(i,j,1)单元插值得到的温度，Ti+1,j,1,Ti‑1,j,1,Ti,j+1,1,Ti,j‑1,1分别为结构单元在流体单元上投影得到的温度；通过公式将壁面热流密度q进行插值，作为步骤(5)中求壁面温度Tsw的边界条件，其中，qn,sn分别为流体单元n上的热流密度和单元面积，si分别为结构单元i上的热流密度和单元面积；采用结构传热特征时间作为耦合计算的时间步长，反复循环迭代求解步骤(4)和步骤(5)便得到的虚拟热试验流固耦合模型；(7)根据步骤(6)中得到的虚拟热试验流固耦合模型，进行虚拟热试验，即风洞吹风试验，得到试验件温度的时间空间分布、位移的时间空间分布以及应力的时间空间分布；(8)将真实试验件在真实风洞中进行吹风试验的结果与进行虚拟吹风试验得到的结果进行比对，如果比对结果在预设范围之内，则认为所述虚拟热试验流固耦合模型准确；如果比对结果在预设范围之外，则认为所述虚拟热试验流固耦合模型不准确，对所述虚拟热试验流固耦合模型进行修正，返回步骤(4)。