考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法技术

本发明专利技术属于计算流体动力学领域，公开了一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，包括：根据高超声速飞行器的实际结构，绘制用于壁面气态发汗冷却数值模拟的网格；其中，在发汗冷却区域的壁面处，无需建立微孔内的网格，按照正常壁面的网格划分要求建立网格；采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，对发汗冷却区域的壁面施加边界条件；采用有限差分的流体数值模拟程序进行迭代求解，得到高超声速飞行器壁面全流场的物理量分布情况。该方法可以避免对孔内流动的详细模拟，大幅降低网格生成难度与计算量，可直接运用于实际外形的高超声速飞行器的全流场数值模拟，为发汗冷却的工程设计提供技术支撑。提供技术支撑。提供技术支撑。

【技术实现步骤摘要】
考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法


[0001]本专利技术属于计算流体动力学领域，具体涉及一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器在高空以高马赫数飞行时，强激波的压缩以及边界层内的强粘性耗散均将导致近壁气体温度急剧升高，从而给飞行器的热防护设计带来挑战。现有的热防护技术主要可分为被动式防热，半被动式防热和主动式防热，其中主动式防热技术由于其高效性近些年来受到广泛关注。质量引射冷却方法作为一种主动防热技术，通过将飞行器携带的冷却剂注入流场从而改变边界层流动状态而减少气动加热，从而降低防热结构温度。发汗冷却是一种典型的质量引射冷却方法，其具有冷却效率高和冷却剂用量少的特点，近些年来逐渐被广泛研究分析。发汗冷却方法一般采用多孔壁板材料或多孔介质，其中多孔壁板材料表面具有海量微孔，冷却剂经由微孔与结构进行换热并进入主流场实现进一步降热从而增强冷却效果（如图1所示），近些年来此方法逐步应用于实际高超声速飞行器热防护。关于发汗冷却的实验方面，Holden(Holden M, Rodriguez K, Va J. An experimental study of transpiration cooling on the distribution of heat transfer and skin friction to a sharp slender cone at mach 11 and 13[C].28th Aerospace Sciences Meeting,1990: 308.)采用具有多孔表面的尖锥进行了空气、氮气等不同冷却剂、不同吹气质量流量的气态发汗冷却实验，证明了发汗冷却方法具有明显的降热效果。
[0003]然而，目前针对多孔壁板气态发汗冷却的全流场数值模拟研究非常少，主要原因是多孔壁板的微孔数量一般较为庞大，针对微孔结构需要绘制出详细孔结构的网格，由于冷却结构较为复杂，常见的多孔壁板一般孔的数量可达数十万，要实现飞行器多孔发汗冷却应用中全部孔网格的建立几乎不可能，因此现有研究只能针对局部有限孔的简单外形进行发汗冷却机理的研究，而无法针对实际复杂高超声速外形飞行器的发汗冷却过程进行全流场数值模拟。因此，需要一种兼顾计算效率与计算精度、并可运用于复杂外形飞行器上的全流场数值模拟方法。

技术实现思路

[0004]鉴于上述问题，本专利技术针对高超声速飞行器的热防护结构，提出了一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，一方面可以避免多孔复杂网格的生成进而减少计算量，另一方面还能保证发汗冷却效果模拟的准确性，最终实现考虑微孔发汗冷却的实际高超声速飞行器外形的全流场数值模拟。其中边界条件模型的主要思想是不模拟微孔内部吹气的过程，而采用壁面施加吹气边界条件的方式来近似代替，从而可以避免对孔内流动的详细模拟，大幅降低网格生成难度与计算量，可直接运用于实际外形的高超声速飞行器的全流场数值模拟，为发汗冷却的工程设计提供技术支撑。
[0005]本专利技术采用如下技术方案：一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，包括以下步骤：步骤1，根据高超声速飞行器的实际结构，绘制用于高超声速飞行器壁面气态发汗冷却数值模拟的网格；其中，在发汗冷却区域的壁面处，无需建立微孔内的网格，按照壁面的网格划分要求建立网格；步骤2，采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，针对发汗冷却区域的壁面施加边界条件；步骤3，采用有限差分的流体数值模拟程序进行迭代求解，得到高超声速飞行器壁面全流场的物理量分布情况。
[0006]进一步，采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，包括：（1）建立壁面吹气速度的给定方法；以微孔内流动模拟结果为基准，确定施加壁面吹气边界条件的降热效果与微孔内流动模拟结果一致的壁面吹气速度：式中，为当地壁面吹气速度；表示按照实际微孔发汗冷却计算的当地单位面积质量流量；为壁面当地密度；为壁面吹气系数，表达式为：式中，为注入率；为马赫数；为表面孔隙率；（2）当发汗冷却剂与来流气体组分不同时，建立壁面组分浓度的给定方法；采用壁面组分浓度模拟微孔内冷却剂与来流的组分掺混过程，选取壁面控制体，基于壁面控制体内组分s质量守恒得到：式中，为微孔内组分s到达壁面的质量流量，为壁面施加吹气速度在控制体内引起的组分s的质量流量，为根据Fick定理得到的从流场中扩散到壁面的组分s的质量通量，表示微孔内组分s的质量分数，表示计算过程中流场内组分s的质量分数，为组分s的扩散系数，n表示流场内的组分种类总数；将上式在壁面进行离散求解，并进行组分的归一化，得到壁面组分浓度：
式中，表示壁面组分的质量分数表示计算过程中流场内的组分i质量分数，。
[0007]进一步，所述针对发汗冷却区域的壁面施加边界条件具体为：首先，给定壁面的吹气速度，由边界条件模型计算得到；其次，针对冷却剂组分与来流组分不同的情况，需要给出各个组分在壁面的质量分数作为流场的边界条件，通过边界条件模型以及流场内部变量共同进行迭代计算得到。
[0008]本专利技术与现有技术相比所具有的有益效果：（1）有效降低计算量和网格划分难度。以壁面边界条件替代了对于多孔壁板孔内流动的详细模拟，有效减少计算量，同时避免了复杂微孔结构的网格划分。
[0009]（2）所发展的壁面吹气边界条件能够准确模拟壁面微孔气态发汗效应。本专利技术的发汗冷却的边界条件模型能够准确复现微孔发汗冷却详细模拟得到的降热效果，且与多孔尖锥的发汗冷却实验结果吻合良好。
[0010]（3）采用壁面吹气边界条件替代对于微孔流动的详细数值模拟，使得针对实际高超声速飞行器的发汗冷却的全流场数值模拟成为可能。
附图说明
[0011]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，通过参考附图可以更加清楚的理解本专利技术的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本专利技术进行任何限制，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，可以根据这些附图获得其他的附图。
[0012]图1为本专利技术中微孔气态发汗冷却原理示意图；图2为本专利技术中多孔壁板十六孔详细网格示意图；图3为本专利技术中壁面吹气速度系数修正对比图；图4为本专利技术中壁面组分的质量守恒示意图；图5a为多孔详细模拟与近似模型壁面热流分布对比图；图5b为多孔详细模拟与近似模型壁面组分浓度分布对比图；图6a为多孔详细模拟与近似模型流向孔内区域截面的法向组分浓度分布对比图；图6b为多孔详细模拟与近似模型流向孔间区域处截面的法向组分浓度分布对比图；图7为多孔表面尖锥模型；图8a为采用空气冷却尖锥在不同质量流量下计算与实验的降热效果对比图；图8b为采用氩气冷却尖锥在不同质量流量下计算与实验的降热效果对比图。
具体实施方式
[0013]为了能够更清楚地理解本专利技术的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实
施方式对本专利技术进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，根据高超声速飞行器的实际结构，绘制用于高超声速飞行器壁面气态发汗冷却数值模拟的网格；其中，在发汗冷却区域的壁面处，无需建立微孔内的网格，按照壁面的网格划分要求建立网格；步骤2，采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，针对发汗冷却区域的壁面施加边界条件；步骤3，采用有限差分的流体数值模拟程序进行迭代求解，得到高超声速飞行器壁面全流场的物理量分布情况。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，其特征在于，采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，包括：（1）建立壁面吹气速度的给定方法；以微孔内流动模拟结果为基准，确定施加壁面吹气边界条件的降热效果与微孔内流动模拟结果一致的壁面吹气速度：式中，为当地壁面吹气速度；表示按照实际微孔发汗冷却计算的当地单位面积质量流量；为壁面当地密度；为壁面吹气系数，表达式为：式中，为注入率；为马赫数；为表面孔隙率；（2）当...

【专利技术属性】
技术研发人员：高振勋，赵祚凯，莫凡，毛俊杰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：