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模拟，应该在每一个时间步对高速来流中的翼面加载气动热边界条件，对收纳在翼盒中的部分赋绝热边界条件。
[0005]现有技术解耦分析翼面热环境、结构传热，适用于结构体空间位置不变的情况，而变后掠翼结构随后掠角的变化，空间位置将发生变化，若采用现有技术，则传热计算过程如下：后掠角发生变化，翼面空间位置随之变化，对应每个空间位置均需要划分一套流场计算网格，以获取热环境数据，同样的，对应每个空间位置均需要划分一套变翼面结构传热网格，对结构网格表面设定两种类型的边界：气动加热边界、无气动加热边界。将每一个空间位置下的热环境插值到该位置下结构体网格的气动加热区域边界上，形成可供传热数值模拟调用的边界条件数据集。翼面空间位置发生变化，传热数值模拟不能够在同一套结构网格上继续进行。在一个空间位置持续的时间段计算完成后，需要将翼面结构温度场数据保存，按照变后掠翼下一空间位置相对当前位置变化的角度，旋转温度场数据，并插值到下一空间的结构体网格中，形成这一空间体的温度初场，之后，继续进行传热数值模拟。
[0006]可见，采用现有技术，变后掠翼在全弹道中有多少个后掠角，就需要划分多少套结构网格，传热数值计算不能沿全弹道连续计算，在一个后掠角姿态下的时间段计算完成后，就需要输出温度场，插值到新的后掠角姿态下的结构体网格中，才能够继续计算新姿态角下的传热过程。
[0007]如果将热环境网格经过旋转，空间位置统一到初始后掠角对应的翼面空间位置，仍旧需要每一个空间位置划分一套结构网格。这是因为尽管结构网格的空间位置可以与热环境网格的初始空间位置保持一致，但每个位置的气动加热边界、非气动加热边界区域不同，因此，仍旧需要对应每个空间位置划分一套结构网格。
[0008]如果仅采用一套结构网格，热环境数据无法精准地插值到结构传热网格表面，从而使得结构传热模拟无法进行。
[0009]也即，针对变后掠翼，传统技术主要存在两大问题：(1)需要结构网格数量多；(2)数值模拟随翼面位置变化需要间断，对结构体空间温度场进行保存，插值到新的结构网格上才能继续计算。着两个问题导致传统技术工作量大、效率低。

技术实现思路

[0010]本专利技术旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。
[0011]为此，本专利技术提供了一种变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法。
[0012]本专利技术的技术解决方案如下：本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，该方法包括：
[0013]建立飞行器体轴系坐标系；
[0014]将全弹道中第一个后掠角对应的翼面空间位置定义为基准位置，并在基准位置划分翼面结构传热网格和热环境数据网格；
[0015]将其余后掠角的热环境数据均转换到所述基准位置以获取其余后掠角的转换后的热环境数据；
[0016]在所述飞行器体轴系下，建立第一个后掠角对应的翼盒外缘所在平面方程；
[0017]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；
[0018]根据任意后掠角对应的平面方程构造翼面结构传热网格空间位置判据；
[0019]根据所述判据判断翼面结构传热网格各个网格点的位置，得到各个后掠角下翼面结构传热网格各个网格点的位置，所述网格点位置包括：a、网格点位于法向量正向，在高速气流之中受气动加热作用；b、网格点位于法向量负向，收纳于翼盒内；c、网格点位于翼盒外缘平面内；
[0020]进行热环境插值，包括：
[0021]对于任意后掠角，插值时，对于位置属于a的网格点，以热环境数据网格为源数据网格，将位置属于a网格点作为目标网格，进行插值，其中，其余后掠角所的热环境数据网格为转换后的热环境数据网格；对于位置属于b和c的网格点，直接对热环境数据进行赋值。
[0022]进一步地，对于其余后掠角中的任意一个，通过下述方式将其热环境数据转换到所述基准位置以获取转换后的热环境数据：
[0023]对于热环境数据任意网格点，通过下式将其转换到所述基准位置：
[0024][0025]其中，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，
为变后掠翼旋转轴方向单位矢量，指向Y轴负方向，(x
q,m
,y
q,m
,z
q,m
)为转换前翼表面热环境数据网格点，网格点在矢量所在直线上的投影为点(x
p
,y
p
,z
p
)，y
q,m
＝y
p
；保持全弹道第一个后掠角λ1对应的基准位置不变，定义第m个后掠角λ
m
与λ1的夹角θ＝λ
m
‑
λ1；(x
q,m
′
,y
q,m
′
,z
q,m
′
)为转换后的热环境数据网格点。
[0026]进一步地，通过下式建立第一个后掠角对应的翼盒外缘所在平面方程；
[0027]A(x
‑
x0)+B(y
‑
y0)+C(z
‑
z0)＝0
[0028]其中，为法向量，令法向量指向翼盒外部；在翼盒外缘所在平面内取三个不共线的点C0(x0,y0,z0)、C1(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。
[0029]进一步地，通过下述方法获取所述法向量：
[0030]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：
[0031][0032]其中，为x,y,z三个坐标轴方向的单位向量；
[0033]对归一化，获得法向量其中：
[003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：