变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法技术

本发明专利技术提供一种变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法，包括定义全弹道中第一个后掠角的翼面位置为基准位置，将热环境数据统一旋转到基准位置，并在基准位置划分结构传热网格；之后，创建翼盒外缘“点法式”方程，以此为依据建立结构传热网格表面网格点空间位置判据，将网格点分为受气动加热点集、不受气动加热点集；将受气动加热点集作为气动热数据插值目标区域，进行热环境插值，不受气动加热点集的冷壁热流赋0Kw/m2，恢复焓赋常数值，形成绝热边界条件。解决了变后掠翼结构空间位置发生变化引起的气动热环境数据不能够直接插值于结构传热计算网格表面，结构传热网格空间位置发生变化导致不能够沿全弹道连续进行传热分析等问题。热分析等问题。热分析等问题。

【技术实现步骤摘要】
变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法


[0001]本专利技术属于气动加热作用下的结构体传热数值模拟领域，尤其涉及一种变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法。

技术介绍

[0002]气动加热结构体的表面受到气动加热作用，传热数值计算过程中，每推进一个时间步，均需要调用热环境数据，赋值在结构体的表面网格上，作为传热数值计算的边界条件。
[0003]变后掠翼结构在高速来流吹袭下，表面产生气动加热作用。在现有技术体系下开展沿弹道的结构体传热数值计算，采用的是气动热、传热计算解耦的方法：首先要获得结构体表面的热环境数据，包括冷壁热流数据、恢复焓数据，在传热数值计算过程中，每一个时间步均提取结构体表面温度，计算壁焓，同时调用弹道典型时刻的冷壁热流数据、恢复焓数据，通过线性插值获得当前计算时刻的冷壁热流值、恢复焓值，通过冷热壁热流换算，得到注入热流，作为传热分析结构体的气动热边界条件。
[0004]变后掠翼一部分翼面位于高速来流中，受气动加热作用，剩余部分收纳在弹身翼盒中，不直接与高速来流接触，无气动热效应。后掠翼结构的传热数值本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
(x1,y1,z1)、C2(x2,y2,z2)，其中x1＜x2，三点构成两条相交直线，以C0(x0,y0,z0)为交点。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过下述方法获取所述法向量：根据点C0(x0,y0,z0)、C1(x1,y1,z1)、C2(x2,y2,z2)构成两个非平行的向量则：其中，为x,y,z三个坐标轴方向的单位向量；对归一化，获得法向量其中：5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过下述方法获取所述法向量：选择翼盒外缘一点定义为C0(x0,y0,z0)点，以C0点为起点，创建垂直于翼盒外缘平面的单位长度线段l0，线段的终点位于翼盒外部，将线段l0平移到体轴系原点O，此时，线段终点坐标即(A,B,C)，获得法向量坐标6.根据权利要求3
‑
5任一项所述的方法，其特征在于，根据所述第一个后掠角对应的翼盒外缘所在平面方程建立其余后掠角分别对应的翼盒外缘所在平面方程，具体为：设飞行器变后掠翼后掠角从第一个后掠角λ1变化到第m个后掠角λ
m
，定义第m个后掠角λ
m
与λ1的夹角θ＝λ
m
‑
λ1，翼面结构到达新的空间位置，此时，变后掠翼相对于基准位置，后掠翼绕旋转轴单位向量旋转(
‑
1)
n
·
θ，结构传热网格的空间位置保持不变，将翼盒外缘平面绕旋转轴旋转(
‑
1)
n
·
θ，当转换飞行器左侧翼面时n＝0，当转换飞行器右侧翼面时n＝1，此时，平面方程为：A'(x
‑
x0')+B'(y
‑
y0')+C'(z
‑
z0')＝0，法向量其中，(x0',y0',z0')点为变后掠角后C0(x0,y0,z0)对应的点。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过下式获取法向量和(x0',
y0',z0')：')：其中，当分析飞行器左侧翼面时n＝0，当分析飞行器右侧翼面时n＝1。8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过下述方式获取法向量将翼盒外缘所在平面绕后掠翼旋转轴单位向量旋转(
‑
1)
n
·
θ，当分析飞行...

【专利技术属性】
技术研发人员：王秦阳，康宏琳，曹家伟，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：