基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法技术

本发明专利技术公开了基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，涉及流固耦合计算领域，包括：步骤一：选取计算锚点；步骤二：流场求解；步骤三：获得每个计算锚点的流场壁面网格热流值；步骤四：将固定翼热流值和伸缩翼热流值分别对应至固体域和固定翼网格空间；步骤五：将固定翼和伸缩翼热流值分别插值到固定翼和伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼和伸缩翼结构壁面网格进行计算获得固定翼与伸缩翼的温度分布；步骤六：返回执行步骤二，累计返回执行预设次数步骤二后结束，获得最终的固定翼与伸缩翼的温度分布结果，本方法具有操作简单，计算量小的优点。计算量小的优点。计算量小的优点。

【技术实现步骤摘要】
基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法


[0001]本专利技术涉及流固耦合计算领域，具体地，涉及基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法。

技术介绍

[0002]未来新型高超声速飞行器作战速域和作战空域都将进一步拓展，单一的气动外形很难使得飞行器在不同速域和不同空域保持优异的气动性能。随着先进材料、智能制造、智能飞行控制等技术的快速发展，高超声速变体飞行等概念被提出并开始了大量的研究。通过伸缩翼、折叠翼等方式可以使得飞行器根据不同的飞行阶段保持升阻比最优或阻力最小等最优的飞行性能，提升飞行器的性能、拓展飞行器的飞行包线。
[0003]但是高超声速飞行器由于速度快，会面临严重的气动加热问题。气动加热导致的结构温度升高、热应力增大、局部热变形等都会对变体结构产生较大的影响。因此，准确的模拟变体飞行器的气动热与结构热响应特性是对变体飞行器防热结构和变体结构的设计具有重要的意义。
[0004]现有技术中存在针对体型不变的飞行器气动热与结构热响应特性模仿方法，但是现有技术中缺乏针对伸缩翼、折叠翼等体型会变化飞行器的气动热与结构热响应耦合模拟方法研究。

技术实现思路

[0005]本专利技术目的是实现针对伸缩翼或折叠翼等体型会变化飞行器的气动热与结构热响应耦合模拟研究。
[0006]为实现上述专利技术目的，本专利技术提供了基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，伸缩翼包括3个状态分别为：伸出前、伸出和伸出后，伸缩翼对应一固定翼，在伸出前状态中，伸缩翼整体位于固定翼的腔体中，在伸出状态中伸缩翼部分延伸至固定翼的腔体外，在伸出后状态中伸缩翼整体延伸至固定翼的腔体外；所述方法包括：步骤一：根据飞行器的弹道选取计算锚点；步骤二：针对每个计算锚点进行流场求解，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值；步骤三：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值插值到伸出后状态对应的流场计算网格，计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值，其中，第二流场壁面网格热流值中包括第一固定翼热流值和第一伸缩翼热流值；步骤四：将步骤三得到的多个第一固定翼热流值对应至固体域网格空间获得多个第二固定翼热流值，将步骤三得到的多个第一伸缩翼热流值按照时刻对应关系平移到对应的固定翼网格空间，获得多个第二伸缩翼热流值；步骤五：将步骤四获得的多个第二固定翼热流值插值到固定翼结构壁面网格，将
步骤四获得的多个第二伸缩翼热流值插值到伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格进行计算，分别获得固定翼与伸缩翼的温度分布；步骤六：基于步骤五的计算结果返回执行步骤二，累计返回执行预设次数步骤二后结束，获得最终的固定翼与伸缩翼的温度分布结果。
[0007]本专利技术将流体域与固体域分开进行计算，流体域根据伸缩翼的状态划分多套计算网格，求解不同状态下的气动热特性，固体域则采用伸缩翼完全伸出时的构型划分一套网格，流体域与固体域空间不匹配时，通过数据的平移和插值实现表面数据的传递。
[0008]优选的，本方法步骤一中计算锚点的具体选取方式为：伸出前状态和伸出后状态均选取各自状态的起点、终点和热流变化的关键特征点作为计算锚点；伸出状态等距选取n个计算锚点，n为大于1的整数。
[0009]其中，通过锚点选取可以在减少计算量的同时保证一定的计算精度。
[0010]优选的，本方法在步骤二中：在伸出状态中，若伸缩翼上计算锚点的第一流场壁面网格热流值同时受到该点的位置和时刻的影响，则步骤二采用n套流场计算网格进行计算，伸出前状态和伸出后状态分别对应一套流场计算网格，伸出状态的起点使用伸出前状态对应的该套流场计算网格，伸出状态的终点使用伸出后状态对应的该套流场计算网格，伸出状态的剩余计算锚点采用剩余的n
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2套流场计算网格对应进行计算；在伸出状态中，若伸缩翼上同一计算锚点在不同的时刻第一流场壁面网格热流值变化处于预设范围内，则步骤二采用2套流场计算网格进行计算，伸出前状态和伸出后状态分别对应一套流场计算网格，伸出状态对应时刻的第一流场壁面网格热流值通过伸出后状态起点时刻的第一流场壁面网格热流值计算获得。
[0011]其中，由于伸缩翼运动导致流场空间构型发生较大变化，因此需要划分n套流场计算网格，进一步的，在工程计算中，若伸缩翼伸缩过程中空间上某点的热流仅与空间位置相关而与时间关联不大，此时仅需要伸出前和伸出后对应的2套网格即可满足要求，对伸缩过程只需要一个点的计算就可实现整个伸出过程的模拟，使得计算效率大幅提升。
[0012]优选的，在本方法中所述伸出状态对应时刻的第一流场壁面网格热流值通过伸出后状态起点时刻的第一流场壁面网格热流值采用以下第一数据传递公式计算获得：；；其中，x、y和z分别为x轴、y轴和z轴三个方向上的坐标，q为伸缩翼表面热流值，t为计算时刻，t1为伸出状态的起始时刻，t2伸出状态的终止时刻；、和分别为伸缩翼在x轴、y轴和z轴三个方向上的最大位移量，、和分别为伸缩翼在x轴、y轴和z轴三个方
向上的实际位移量；表示数据传递前流体域x、y、z与q之间的关系，表示数据传递后流体域x、y、z和q之间的关系。
[0013]优选的，本方法中步骤三具体为：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值采用反距离权重法插值到伸出后状态对应的流场计算网格，然后采用反时间权重法将多个所述第一流场壁面网格热流值按照热流变化规律插值到所有弹道点，然后计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值。本方法通过表面数据插值传递的方式实现伸缩翼结构伸缩过程气动热
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传热耦合模拟，具有操作简单，计算量小的优点。
[0014]优选的，本方法将步骤三得到的多个第一伸缩翼热流值按照时刻对应关系采用以下第二数据传递公式平移到对应的固体域网格空间，获得多个第二伸缩翼热流值：；其中，x、y和z分别为x轴、y轴和z轴三个方向上的坐标，q为伸缩翼表面热流值，、和分别为伸缩翼在x轴、y轴和z轴三个方向上的实际位移量，T为伸缩翼结构温度，表示数据传递后流体域中x、y、z与q之间的关系，表示数据传递前固体域中x、y、z与T之间的关系，表示数据传递后固体域中x、y、z与T之间的
关系。
[0015]其中，本方法通过表面数据平移传递的方式实现伸缩翼结构伸缩过程气动热
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传热耦合模拟，具有操作简单，计算量小的优点。
[0016]优选的，本方法步骤二中，针对每个计算锚点利用有限体积法求解三维可压缩方程，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值。
[0017]优选的，本方法步骤五中对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格采用有限元方法求解三维非定常热传导方程，求解过程中对热流值进行修正，分别获得固定翼与伸缩翼的温度分布，其中，通过热壁修正可以加快收敛，减少迭代计算的轮数。
[0018]优选的，三维非定常热传导方程为：；
[0019]求解过程中采用热壁修正公式对热流值进行修正，热壁修正公式为：；
[0020]其中，为伸缩翼本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，伸缩翼包括3个状态分别为：伸出前、伸出和伸出后，伸缩翼对应一固定翼，在伸出前状态中，伸缩翼整体位于固定翼的腔体中，在伸出状态中伸缩翼部分延伸至固定翼的腔体外，在伸出后状态中伸缩翼整体延伸至固定翼的腔体外；所述方法包括：步骤一：根据飞行器的弹道选取计算锚点；步骤二：针对每个计算锚点进行流场求解，获得每个计算锚点的第一流场壁面网格热流值；步骤三：将步骤二获得的多个所述第一流场壁面网格热流值插值到伸出后状态对应的流场计算网格，计算获得每个计算锚点的第二流场壁面网格热流值，其中，第二流场壁面网格热流值中包括第一固定翼热流值和第一伸缩翼热流值；步骤四：将步骤三得到的多个第一固定翼热流值对应至固体域网格空间获得多个第二固定翼热流值，将步骤三得到的多个第一伸缩翼热流值按照时刻对应关系平移到对应的固定翼网格空间，获得多个第二伸缩翼热流值；步骤五：将步骤四获得的多个第二固定翼热流值插值到固定翼结构壁面网格，将步骤四获得的多个第二伸缩翼热流值插值到伸缩翼结构壁面网格，对插值后的固定翼结构壁面网格和伸缩翼结构壁面网格进行计算，分别获得固定翼与伸缩翼的温度分布；步骤六：基于步骤五的计算结果返回执行步骤二，累计返回执行预设次数步骤二后结束，获得最终的固定翼与伸缩翼的温度分布结果。2.根据权利要求1所述的基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，步骤一中计算锚点的具体选取方式为：伸出前状态和伸出后状态均选取各自状态的起点、终点和热流变化的关键特征点作为计算锚点；伸出状态等距选取n个计算锚点，n为大于1的整数。3.根据权利要求1所述的基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，在步骤二中：在伸出状态中，若伸缩翼上计算锚点的第一流场壁面网格热流值同时受到该点的位置和时刻的影响，则步骤二采用n套流场计算网格进行计算，伸出前状态和伸出后状态分别对应一套流场计算网格，伸出状态的起点使用伸出前状态对应的该套流场计算网格，伸出状态的终点使用伸出后状态对应的该套流场计算网格，伸出状态的剩余锚点采用剩余的n
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2套流场计算网格对应进行计算；在伸出状态中，若伸缩翼上同一计算锚点在不同的时刻第一流场壁面网格热流值变化处于预设范围内，则步骤二采用2套流场计算网格进行计算，伸出前状态和伸出后状态分别对应一套流场计算网格，伸出状态对应时刻的第一流场壁面网格热流值通过伸出后状态起点时刻的第一流场壁面网格热流值计算获得。4.根据权利要求3所述的基于表面数据传递的伸缩翼气动热与传热耦合模拟方法，其特征在于，所述伸出状态对应时刻的第...

【专利技术属性】
技术研发人员：沈斌贤，曾磊，朱言旦，赵月，刘骁，周述光，邱波，田园，王飞飞，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：