一種基於cfd和fem技術的虛擬熱試驗方法
2023-09-15 10:11:40 1
一種基於cfd和fem技術的虛擬熱試驗方法
【專利摘要】一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，利用計算流體力學方法建立電弧風洞虛擬模型，實現試驗狀態熱環境準確模擬與修正；利用有限元方法建立試驗件模型，其中包括典型模型參數建立，試驗件模型邊界準確建立，確定試驗模型能夠準確模擬實際試驗件；利用流固耦合技術實現兩種模型組合模擬，利用模型修正和模型模型驗證技術完成試驗模型修正和固化。利用本方法完成各類熱結構虛擬試驗，能夠大幅縮短試驗周期，降低試驗費用。
【專利說明】一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，屬於高超聲速氣動熱環 境，熱防護設計以及熱結構風洞試驗技術相關領域。
【背景技術】
[0002] 高超聲速飛行器熱環境具有"焓值高、時間長、總熱載大"等特點，整個飛行器熱防 護系統結構方案複雜，滿足防隔熱性能的同時保證系統完整性，因此熱防護系統的防隔熱 試驗考核意義重大。由於熱防護結構熱考核試驗具有試驗難度大、試驗周期長和試驗經費 高的特點，為了保證項目研製進度，進一步提高高超聲速熱防護系統設計、評價水平，有必 要結合熱防護試驗技術與數值模擬技術，發展一種熱防護結構虛擬試驗技術。
[0003] 熱防護系統設計中首先開展氣動熱環境數值與試驗研究，在明確環境條件的基礎 上開展熱防護系統方案設計，在方案設計的基礎上，開展典型試驗件電弧風洞熱考核試驗。 目前國內外尚未發現針對高超聲速熱防護系統的熱結構虛擬試驗技術相關資料。然而熱考 核試驗實施面臨巨大難度，具體包括以下三方面原因。一是試驗難度大：限於風洞能力，對 與大尺寸結構往往不能實現考核指標，並且試驗存在很大風險；二是試驗周期長：組織完 成一次熱考核試驗往往需要一年以上的試驗周期；三是試驗費用高：由於高超聲速飛行器 熱防護組件的特點，其熱考核試驗往往達到國內試驗水平極限，消耗巨大，因此試驗費用非 常1?。
[0004] 雖然氣動加熱以及結構熱響應已經成為一個很重要的研究方向。但是，目前在很 多研究工作中，這兩者是分開的。事實上，這兩個問題並不是孤立的，而是一個統一連續的 過程。結構與流場在物面處通過熱流發生能量交換，熱流計算精度也會直接影響傳熱計算 結果，這對於流場和結構傳熱的耦合計算顯得尤為重要。在傳統的傳熱計算中，往往是採用 先算流場，通過流場計算給出表面熱流分布，然後把進行熱壁修正後的熱流加載到固體表 面，再計算固體中的溫度分布。但是採用此種方法計算結構中的溫度分布時，往往會不同程 度地高估結構的溫度分布，因此產生了流場/結構耦合傳熱的計算方法。
【發明內容】
[0005] 本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種基於CFD&FEM技術 的熱防護結構虛擬試驗方法。解決了目前熱防護結構試驗考核周期長、費用高、試驗技術難 度大，成熟度低的難題。
[0006] 本發明的技術解決方案是：
[0007] -種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，步驟如下：
[0008] (1)對高超聲速飛行器的熱環境進行計算，具體為：將高超聲速飛行器外表面進 行區域劃分，分為飛行器頭部球面區域和飛行器機身平面區域，對於飛行器球面區域，熱環 境計算通過公式進行：
【權利要求】
1. 一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，其特徵在於步驟如下： (1) 對高超聲速飛行器的熱環境進行計算，具體為：將高超聲速飛行器外表面進行區 域劃分，分為飛行器頭部球面區域和飛行器機身平面區域，對於飛行器球面區域，熱環境計 算通過公式進行：
式中：q為熱流密度，ω=0.52,Psw為飛行器壁面氣體的密度；μsw為飛行器壁面氣 體的粘性係數，Pr= 0. 71，Le= 1. 0-2. 0,Ps為駐點的氣體密度，μs為駐點的氣體的粘性 da 係數，hD為離解焓，hs為駐點焓，hsw為壁面焓；（為駐點處的速度梯度,從修正的牛頓 ck 公式獲得，計算公式為：
L為曲率半徑，Ps為駐點壓力，P=O為遠場壓力； 對於飛行器機身平面區域，熱環境計算通過如下公式進行： 當飛行器表面流場處於層流狀態時
當飛行器表面流場處於湍流狀態時
式中：為參考條件下估算的雷諾數，P為遠場密度，Ue為參考速度，χ為參 考長度，g。= 32. 174,μ為參考粘性係數，τ^ = 1，&為恢復焓； (2) 在高超聲速飛行器表面熱防護層上選取塊狀區域作為試驗件，將該試驗件在三維 建模工具中進行幾何建模； (3) 確定進行虛擬熱試驗使用的風洞，該風洞需要滿足：a、風洞噴管直徑大於試驗件 包絡尺寸的1.2倍，b、風洞噴管出口熱流的最大值大於步驟（1)中飛行器熱環境計算得到 熱流的1. 2倍； 當該試驗件選取位置為飛行器頭部時，風洞噴管出口熱流的最大值大於步驟（1)中飛 行器球面區域熱環境熱流的1. 2倍；當該試驗件選取位置為飛行器機身平面區域時，風洞 噴管出口熱流的最大值大於步驟（1)中飛行器機身平面區域熱環境熱流的1. 2倍； (4) 在計算流體動力學工具中建立虛擬電弧風洞CFD模型，在笛卡兒坐標系下，通過所 述虛擬電弧風洞CFD模型求解熱化學反應完全氣體的三維非定常可壓縮雷諾平均NS方程， 該方程為：
其中6為守恆變量，t為時間，3，ft為X，y，z三個方向上的無粘矢通 量，P、，d、，民為X，y，Z三個方向上的粘性通量矢量，得到壁面熱流密度q ; (5) 根據試驗件的幾何模型和材料，在有限元分析工具中建立虛擬試驗件FEM傳熱模 型，通過如下傳熱方程進行計算，得到所述試驗件的壁面溫度Tsw; 傳熱方程為
其中，P為結構有效密度，C為有效比熱，T為溫度，kx,ky,kz為X，y,Z三個方向上的有 效熱傳導係數； Ψ- _|^ψ+ J*1- (6) 通過公式=......^m........λ......^將壁面溫度Tsw 進行插值，作為步驟（4) 中求解壁面熱流密度q的邊界條件，其中Tu1為流體邊界（i，j，1)單元插值得到的溫度，TiUΤη，」;1，Ti, j+1，"Ti^1分別為結構單元在流體單元上投影得到的溫度； k 通過公式￥>; =Σ&Α將壁面熱流密度q進行插值，作為步驟（5)中求壁面溫度Tsw的 H-J 邊界條件，其中，qn，Sn分別為流體單元η上的熱流密度和單元面積，'，Si分別為結構單元i上的熱流密度和單元面積； 採用結構傳熱特徵時間作為耦合計算的時間步長，反覆循環迭代求解步驟（4)和步驟 (5)便得到的虛擬熱試驗流固耦合模型； (7) 根據步驟（6)中得到的虛擬熱試驗流固耦合模型，進行虛擬熱試驗，即風洞吹風試 驗，得到試驗件溫度的時間空間分布、位移的時間空間分布以及應力的時間空間分布； (8) 將真實試驗件在真實風洞中進行吹風試驗的結果與進行虛擬吹風試驗得到的結果 進行比對，如果比對結果在預設範圍之內，則認為所述虛擬熱試驗流固耦合模型準確；如果 比對結果在預設範圍之外，則認為所述虛擬熱試驗流固耦合模型不準確，對所述虛擬熱試 驗流固耦合模型進行修正，返回步驟（4)。
2. 根據權利要求1所述的一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，其特徵在於： 所述計算流體動力學工具為CFD++或FASTRAN。
3. 根據權利要求1所述的一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，其特徵在於： 所述有限元分析工具為ANSYS或ABAQUS。
4. 根據權利要求1所述的一種基於CFD和FEM技術的虛擬熱試驗方法，其特徵在於： 所述對虛擬熱試驗流固耦合模型進行修正，具體方法為： (4. 1)對CFD模型修正，調整流體網格尺度； (4. 2)對試驗件FEM傳熱模型修正，調整結構網格尺度； (4. 3)用公式=Σ%λ'?修正流體和結構交界面上的熱流密度+以保證在流體和 結構交界面能量守恆。
【文檔編號】G06F9/455GK104461677SQ201410601982
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年10月30日 優先權日:2014年10月30日
【發明者】辛健強, 董永朋, 張翔, 屈強, 許小靜, 尹琰鑫, 王靜 申請人:中國運載火箭技術研究院