一种高超声速飞行器热静气弹分析方法

摘要

一种高超声速飞行器热静气弹分析方法，（1）根据飞行器的初始外形，建立高超声速飞行器的结构及气动分析模型；（2）利用工程方法对高超声速飞行器进行气动力、气动热的计算；（3）根据飞行器表面热流计算表面温度并通过热传导分析计算飞行器结构温度场；（4）将气动力载荷以及步骤（3）计算的温度场加载在步骤（1）建立的结构分析模型上，计算飞行器的弹性变形；（5）利用计算的飞行器弹性变形更新高超声速飞行器的结构及气动分析模型中的外形节点坐标，并确定变形的最大位移点，判断最大位移点的变形率是否小于预设的阈值，若小于，则以当前计算的飞行器气动力、气动热计算结果以及弹性变形作为最终的分析结果；否则转步骤（2）循环执行。

主权项

一种高超声速飞行器热静气弹分析方法，其特征在于步骤如下：(1)根据飞行器的初始外形，建立高超声速飞行器的结构及气动分析模型；(2)利用工程方法对高超声速飞行器进行气动力的计算和气动热的计算；其中气动力的计算针对高超声速飞行器的不同部件采用不同的工程计算方法，具体见下表：高超声速气动力工程算法的结果为每个单元的气动压力系数，每个结构单元的气动压力通过下面的公式计算：$p=p_{\infty }+\frac{1}{2}{\rho }_{\infty }{v}_{\infty }^2{C}_p$其中p_∞、ρ_∞、v_∞分别为为自由来流静压、空气密度和速度，C_p为该单元的气动压力系数；气动热的计算即表面热流计算首先计算高超声速飞行器头部驻点的热流；然后将翼前缘等价为一无限后掠圆柱，分别计算翼前缘在层流和湍流下的热流；最后计算除驻点及翼前缘其他部分的热流：利用跟踪流线法，根据欧拉方程求解得到的流场，生成表面流线，并求出沿流线求导的Jacobi矩阵；利用轴对称比拟法，在机翼迎风面沿气流方向将翼面划分为若干个平行的条带，相邻两个条带上的流动互不干扰，独立求出每个条带上的热流密度；对于驻点热流计算，采用简化的Fay‑Riddle公式：$q_{ws}=0.763{\mathrm{Pr}}^{-0.6}{\left(\frac{{\rho }_w{\mu }_w}{{\rho }_s{\mu }_s}\right)}^{0.1}\sqrt{{\rho }_s{\mu }_s{\left(\frac{{\mathrm{du}}_e}{dx}\right)}_s}\times \left[1+\left({\mathrm{Le}}^{0.52}-1\right)\frac{h_d}{h_s}\right]\left(h_s-h_w\right)$q_ws为驻点热流，Pr为普朗特数，ρ_w为壁面密度，μ_w为壁面粘性系数，ρ_s为驻点密度，μ_s为驻点粘性系数，Le为李斯数，h_s为驻点焓值，h_w为壁面焓值，为驻点处的法向速度梯度，h_d为离解焓；对于翼前缘的热流计算，首先通过坐标变换，建立等半径的球形与柱形关系，驻点线层流热流密度与等半径球驻点热流密度关系为：$q_{SL}=\frac{1}{\sqrt{2}}{q}_{Sph}$式中，q_SL驻点热流密度，q_Sph为与翼前缘等半径的球的驻点热流密度；机翼的后掠使得对机翼的对流传热减小，对于层流后掠有攻角：$\frac{q_{\Lambda }}{q_{\Lambda =0}}={\cos }^n{\Lambda }_e={[1-{\sin }^2\Lambda ·{\cos }^2\alpha ]}^{n/2}$式中q_Λ为后掠角Λ的热流密度，q_Λ＝0为后掠角为0度的热流密度，α为攻角，Λ为后掠角，Λ_e边界层边缘后掠角，n为指数；对于湍流：$\frac{q_{SL}}{q_{Sph}}=\frac{1.5}{\sqrt{2}}{\left(\frac{2{\rho }_{\infty }{v}_{\infty }{r}_c}{{\mu }_{\infty }}\right)}^{0.3}\times \{0.01714+0.01235sin[3.53({\Lambda }_e-1)\left]\right\}$式中，ρ_∞、v_∞分别为为自由来流空气密度和速度，r_c为机翼前缘半径，μ_∞为自由来流粘度系数；(3)根据步骤(2)气动热计算得到的飞行器表面热流计算表面温度并通过热传导分析计算飞行器结构温度场；(4)将步骤(2)气动力计算得到的气动力载荷以及步骤(3)计算的温度场加载在步骤(1)建立的结构分析模型上，计算飞行器的弹性变形；(5)利用计算的飞行器弹性变形更新高超声速飞行器的结构及气动分析模型中的外形节点坐标，并确定变形的最大位移点，判断最大位移点的变形率是否小于预设的阈值，若小于，则以当前计算的飞行器气动力、气动热计算结果以及弹性变形作为最终的分析结果；否则转步骤(2)循环执行；所述阈值选取范围为0.5％～5％。