【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及高速变后掠翼飞行器结构传热数值模拟，尤其涉及一种用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法。
技术介绍
1、变后掠翼的翼面收起时需放置在翼盒中，由于变后掠翼是活动部件，因此与翼盒腔体间存在缝隙。高速来流吹向翼面，翼面迎风面压力高、背风面压力低，翼面与翼盒腔体间迎风一侧的缝隙口压力高，背风一侧的缝隙口压力低。飞行过程中，翼盒内空气压力低于迎风一侧缝隙口压力、高于背风一侧缝隙口压力，在压差的驱动下，高速、高温来流携带热量通过缝隙侵入翼盒腔体，对腔体内驱动机构等设备产生加热作用，如果侵入气量过大，导致设备温度超过安全温度上限，则会造成设备损坏，对飞行安全带来极大风险。为了减少热气流侵入翼盒的流量，同时不影响变后掠翼的运动，常在缝隙处填充若干条密封条。填充密封条后，热气流受到密封条阻挡，以渗流方式进入腔体。
2、通过传热数值模拟方法，能够预测出高速、高温来流侵入翼盒引起的翼盒内结构、设备温度变化数值，对评价翼盒结构是否安全提供依据。
3、现有的数值模拟技术有两种：
4、第一种是高速飞行器气动加热与结构传热松耦合的数值模拟方法。这种技术分为两步实施，第一步求解气动热环境数据，即冷壁热流、恢复焓数据，是基于准定常假设，认为在沿飞行弹道选取的典型时刻点，飞行器外部高速流动是定常的，通过定常计算流体力学方法获取飞行器表面的冷壁热流、恢复焓数据；第二步是采用松耦合方法计算结构传热，将第一步计算所得飞行器表面的冷壁热流、恢复焓作为边界条件，提取飞行器表面的温度数据，换算出注入热流，作为传热学中定
5、第二种是高速飞行器气动加热与结构传热紧耦合的数值模拟方法。这种技术实施过程中，同时划分流场及飞行器固体结构的网格，采用非定常计算流体力学方法同时求解流体域控制方程与固体域热传导方程，每一个时间步长内，在固体域与流体域交界网格上传递温度场数据，实现对流体域及固体域沿时间的同时求解，获得结构的温度场。
6、而第一种技术成立的前提是“准稳态假设”成立，热密封翼盒腔体缝隙填充的密封条外部是高速流动，在数值计算时刻点满足“准稳态假设”，可通过定常数值计算流体力学技术获取缝隙外部飞行器表面的热环境数据，用于结构传热计算。但是，密封条对热气流侵入腔体的阻滞作用，使得热气流侵入腔体的过程变得缓慢，达到稳态所耗费的时间比外部高速来流在飞行器外表面建立稳态/定常流场的时间超出数个量级，不再适用“准稳态假设”。因此不能通过定常计算流体力学技术获取腔体内部的热环境。如果对缝隙、密封条外部流场、密封条渗流及腔体内的流动采用定常计算流体力学技术计算，则得到的热环境结果是热气流完全侵入腔体、达到稳态的结果，由于达到稳态的时间过长，甚至远超整个飞行器的飞行时间，计算得到的腔体内热环境不能用于结构体传热计算。因此，第一种技术由于“准稳态假设”在腔体内部流动中不成立，而不能用于高速、高温气流侵入双缝-腔体过程的传热分析。
7、第二种技术同时求解密封条外部流场、密封条渗流、腔体内流场，以及结构体传热，物理方程方面全面，避免了“准稳态假设”引发的问题。但是，第二种技术存在两个问题：(1)计算时对流场、结构体建模，计算网格既包含流场部分又包含结构体部分，网格量大，增加了计算时间，同时，非定常计算采用双时间步方法，为了避免来流条件变化太快引起流场不收敛问题，外时间步长较小，内迭代步步数较大，才能够保障流场收敛，导致在同等计算机性能条件下，紧耦合非定常计算耗费的时间远远超出松耦合计算方法，甚至达到工程设计不能承受的时间长度，因此，全尺寸飞行器的气动热传热分析几乎不使用紧耦合传热分析方法；(2)密封条外部是高速流场、密封条本体内部是低速渗流、密封条后的腔体内也是低速流动，导致流场控制方程数值计算时所求解的线性方程组存在畸性，收敛困难，计算结果中常出现密封条区域速度不连续的错误现象，导致数值计算结果不正确。
技术实现思路
1、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。
2、本专利技术提供了一种用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，该方法包括：
3、计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；
4、根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻，提取热侵入起始时刻翼盒腔内压力和缝隙出入口压力；
5、建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格，将缝隙处流场区域的网格划分到翼盒入口处，或根据外部典型时刻准稳态流场的计算结果，将缝隙处流场区域的网格划分到缝隙内超音速流动区域，将跨音速区、低速流动区包含在网格之内；
6、根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；
7、根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；
8、开展非定常传热传质计算，对于翼盒外部区域，翼面设置为气动热边界条件，缝隙入口设置为速度入口边界条件，缝隙出口设置为压力出口边界条件；
9、初始化计算域；
10、开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气-固-渗流紧耦合传热方法计算，从0时刻开始计算，将缝隙口的边界条件设置为壁面边界条件，时间推进计算到热侵入起始时刻，将缝隙入口的边界条件切换为速度入口边界条件，将缝隙出口的边界条件切换为压力出口边界条件，将腔内压力赋值为热侵入起始时刻对应的翼盒腔内压力，将温度赋值为初始温度。
11、应用本专利技术的技术方案，提供了一种用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，该方法首先计算典型时刻准稳态流场，获取缝隙口处的流场参数，进而迭代计算出热侵入起始时刻，建立计算分析模型，划分网格，将缝隙处流场区域的网格划分到翼盒入口处，或根据外部典型时刻准稳态流场的计算结果，将缝隙处流场区域的网格划分到缝隙内超音速流动区域，将跨音速区、低速流动区包含在网格之内，翼面设置为气动热边界条件，缝隙入口设置为速度入口边界条件，缝隙出口设置为压力出口边界条件，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气-固-渗流紧耦合传热方法计算。本专利技术的方法能够以较少的计算规模、较少的计算时间实现双缝-腔体结构非定常传热数值模拟。与现有技术相比，本专利技术的技术方案能够解决现有技术中在进行缝隙-密封条-翼盒腔体传热数值模拟时，常规气动热传热计算方法不适用，且常规非定常计算方法计算量过大的技术问题。
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1.一种用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，翼盒热侵入起始时刻根据以下步骤确定：
3.根据权利要求1所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，流场参数包括静压、静温、密封条压差和渗流速度。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，定义飞行器风轴系坐标系坐标轴方向从飞行器头部指向尾部，坐标轴从飞行器机体指向翼梢，坐标轴从飞行器机体指向飞行器上方，侵入翼盒的流体速度为速度的归一化方向向量为vx、vy、vz分别为缝隙口在X、Y、Z轴的分速度值。
5.根据权利要求1所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，典型时刻点的缝隙口处参数通过数值计算获得，典型时刻点间的缝隙口处参数通过线性插值获得。
6.根据权利要求4所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，缝隙入口的速度入口边界条件，对
7.根据权利要求1至6中任一项所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，初始化计算域具体包括：分区域对计算区域进行初始化，缝隙内从边界到密封条的流场区域，使用典型时刻准稳态计算所得流场参数进行插值；腔体内部流场通过赋静压值、静温值进行初始化，密封条、翼面、翼盒腔体固体结构，通过赋温度值进行初始化。
...【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，翼盒热侵入起始时刻根据以下步骤确定：
3.根据权利要求1所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，流场参数包括静压、静温、密封条压差和渗流速度。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，定义飞行器风轴系坐标系坐标轴方向从飞行器头部指向尾部，坐标轴从飞行器机体指向翼梢，坐标轴从飞行器机体指向飞行器上方，侵入翼盒的流体速度为速度的归一化方向向量为vx、vy、vz分别为缝隙口在x、y、z轴的分速度值。
5.根据权利要求1所...
【专利技术属性】
技术研发人员：王秦阳，关成启，康宏琳，查旭，李海群，张红军，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：
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