飞行器前体-进气道热变形效应对进气性能影响的流_热_固耦合数值模拟.pdf

第 卷 第 期 年 月气 体 物 理 .:./.飞行器前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟李思逸 刘 磊 杨肖峰 王梓伊 杜雁霞 桂业伟(中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室 四川绵阳)/()摘 要:进气性能是吸气式高超声速飞行器进气道设计的重要指标 在长时间气动热载荷作用下 飞行器前体和进气道均会产生不同程度的热变形现象 改变进气道内部气流组织和流场结构 影响进气性能甚至危及飞行安全 基于自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台 开展了飞行器典型前体进气道结构的流/热/固耦合数值模拟 分析了前体压缩面和唇口构型的热变形效应对进气道波系结构和进气性能的影响规律 分析表明:长时间巡航状态下 考虑热变形影响时 进气道唇口会偏离设计状态 波系随局部变形而发生位移和振荡 导致进气道入口流量系数上升 总压恢复系数下降 升压比上升 热变形导致进气性能相关影响需在吸气式飞行器设计中予以重点关注关键词:前体进气道 流/热/固耦合 高超声速 热变形 进气性能 中图分类号:.文献标志码:./.:/收稿日期:修回日期:基金项目:国家自然科学基金()第一作者简介:李思逸()男 硕士 主要研究方向为飞行器流热固耦合:.通信作者简介:刘磊()男 博士 副研究员 主要研究方向为飞行器流热固耦合:.引用格式:李思逸 刘磊 杨肖峰 等.飞行器前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟.气体物理 ():.:./.():.引 言吸气式高超声速飞行器是以较高 数()飞行且以吸气式超燃冲压发动机为动力的飞行器 因具有速度快、航程远、性能卓越等独第 期李思逸 等:飞行器前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟特优势 是目前各航空航天强国竞相发展的重点 该类飞行器具有典型的前体进气道构型进而实现连续压缩进气和超声速燃烧 在高超声速来流条件下 前体进气道的尖锐结构和薄壁结构存在激波/激波干扰、激波/边界层干扰、流动分离等复杂流动现象 在长时间气动力、热载荷作用下 前体、进气道唇口以及激波干扰区域气动力/热/结构耦合效应显著 导致前体进气道发生显著的热变形 改变进气性能 影响甚至危及飞行安全以上现象的本质是流/热/固多场耦合效应主导的热气动弹性问题 其融合了空气动力学、传热学、结构动力学等多个学科 该问题呈现出强耦合、非线性、多物理等特征 对其数值预测将面临物理场繁多、时空尺度悬殊等挑战 由于问题的复杂性 在以往的求解过程中 热气动弹性的相关物理场多基于工程简化模型 以气动力/热计算为例 早期多采用活塞理论、非定常 冲击流理论、统一升力面理论等工程方法求解气动力 并通过参考焓法、等价锥法等工程方法求解气动热 进而实现流/热/固耦合预测及工程应用 尽管工程方法计算效率高 但难以捕捉多场耦合过程中的精细流动传热细节(如复杂波系干扰、“热穿透”特性等)且难以有效保证计算精度 随着近年来计算机性能的不断提升 全数值的计算流体力学()/计算热结 构 动 力 学()方法逐渐应用于流/热/固耦合问题计算分析中针对吸气式飞行器前体或进气道的多场耦合效应预测研究 以往研究对象通常仅为单一的进气道构型 并且多为以流/固耦合为主导的气动弹性问题 仅存在少部分涉及热气动弹性问题计算分析的报道 靖建朋等分析了薄壳进气道气动弹性静变形对进气性能的影响 秦启豪探索了分流板的 流/固 耦 合 效 应 对 进 气 系 统 性 能 的 影 响 等采用不确定性量化框架 分析了前体和进气道热气动弹性静变形对发动机性能的影响发现进气道前部区域的热气动弹性变形影响最为显著 叶坤对高超声速飞行器二维进气道进行了静热气动弹性分析 研究了对进气道性能的影响规律 代光月等采用流/热/固耦合方法开展高超声速飞行器前体进气道结构数值计算 分析了变形影响下的进气道性能参数 但其耦合计算中温度场求解引入了热壁修正方法 结构传热计算精度受限 李宗阳等对高超飞行器的前体/进气道进行了热变形数值分析 得到了在热变形下结构周围气动特性的变化情况 但其耦合求解采用共轭传热解与结构应力应变单向耦合 而非流/热/固双向全耦合时域推进 计算精度有待提高 总而言之 目前针对前体进气道结构热气动弹性特性的全耦合预测研究的报道较少 亟待采用/耦合方法进行前体进气道热气动弹性特性全耦合系统性计算研究本文针对吸气式飞行器前体进气道标准构型 采用本团队自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台()开展前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固全耦合数值模拟研究 旨在获得热变形效应下的流量系数、总压恢复系数、升压比等进气性能 为吸气式飞行器前体、进气道设计优化提供理论和技术支撑 计算方法.控制方程和数值方法高超声速流动满足质量守恒、动量守恒和能量守恒关系 该流场采用三维可压缩()方程进行数值求解 其直角坐标无量纲形式如下其中 是守恒状态向量、是无黏通量向量、是 黏 性 通 量 向 量 是 数上述无量纲 方程采用基于六面体结构网格的有限体积方法计算求解 在空间离散方面 网格单元界面采用 方法进行单元重构 采用 方法对空间无黏通量进行计算 在时间离散方面 采用 隐式方法进行时间推进热防护系统固体结构传热 采用无内热源的三维热传导方程进行数值求解 在直角坐标系下的方程形式为气 体 物 理 年 第 卷结构温度场计算采用基于非结构网格的有限体积方法计算求解 并采用 阶 方法进行时间推进 考虑防热结构由多层材料搭接构成 为保证各向同性材料在交界面处导热系数的连续性 采用如下处理方法求解交界面处的等效导热系数对于固体结构热应力应变场 应遵循考虑热膨胀效应的三维弹性力学方程:运动方程:几何方程:本构关系:式中()是材料线膨胀系数 是 系数 是剪切模量采用基于非结构网格的有限元方法计算弹性力学方程 为了提高有限元计算效率 在求解超大规模线性方程组时 通过刚度矩阵带宽优化方法实现算法加速.耦合计算方法采用流/热/固紧耦合方法进行本文耦合计算耦合方法中各物理场数据传递流程如图 所示 为起始时刻 为下一时刻 为提升耦合计算效率 采用自适应时间步长 进行耦合模拟由于结构传热场的特征时间尺度()远大于流场的特征时间尺度()在传热时间尺度内可认为流场瞬态稳定 因此 耦合过程中可将流场简化为定常计算 同理结构应力/应变场()也可认为瞬态稳定 在以瞬态温度场时间步长 推进时 结构/流场交界面采用反距离权重插值()方法进行数据交互 在 后(下一时刻)基于压力和温度计算的结构应力应变结果进行流场网格外形更新网格变形技术采用紧支径向基函数()方法 流/热/固耦合以图中序号顺序进行各物理场数据传递和时间推进在流体域与固体域的计算中 结构内部考虑热传导 气固交界面上考虑热对流 其中一部分热流导入到结构内部 一部分以辐射散热的方式进行散热 在气固交界面满足热力学平衡条件 其中热学条件满足耦合界面上温度连续、热流通量连续 力学条件满足交界面上流场载荷与结构体力在界面位移上所做虚功相等图 流/热/固耦合数据传递./流/热/固耦合方法验证为了验证本文发展的流/热/固耦合方法 采用长时间运行的高超声速圆管绕流实验以及前人耦合计算结果进行对比验证 计算模型采用外半径.、内半径.的不锈钢材质圆管由于圆管模型展向尺度远大于径向尺度 采用二维假设进行模拟分析 以圆管外直径为参考长度 来流 数为.因此流动状态认为是层流 来流 数、温度、密度、结构初始温度如表 所示表 自由来流条件 /(/)/.流体域和固体域采用六面体结构网格 流场网格在激波位置和壁面边界层位置适度加密 以适应激波捕捉、边界层大梯度需求 壁面附近流场首层网格厚度为 对应网格 数.网格无关性分析表明 此种规模的计算网格可网格无关地获得气动热预测结果 高超声速流场网格和固体结构网格如图 所示基于上述计算网格和计算条件 进行时长 的流/热/固耦合计算 获得高超声速来流条件下圆管周边绕流流场、结构温度变化以及结构应力变形结果 图 为结构外表面的压力与实验结果和参考文献模拟结果对比的分布曲线 图 为结构外表面热流与实验结果和参考文献模拟结果对比的分布曲线 选取初始时刻冷壁热流和加热 时热流结果进行对比 可见壁面压力和热流计算结果与实验值和参考文献模拟结果吻合较好第 期李思逸 等:飞行器前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟图 圆管绕流流场网格和结构网格.图 壁面压力分布对比.图 壁面热流分布对比.耦合计算得到了初始时刻驻点冷壁热流为/文 献 值 为 /二 者 相 差.计算 时驻点温度为 文献值为 二者相差.图 为结构加热 时的温度分布云图与文献中等温线数据结果对比 二者吻合良好图 时圆管结构温度云图对比.图 为结构加热 时的周向应力分布 经过计算得到 时驻点的应力为.比文献值(.)偏高.二者吻合良好图 时圆管结构周向应力分布云图.综上所述 根据计算结果与实验值和文献模拟值的对比 本文发展的流/热/固耦合数值计算方法是准确可靠的 结果与分析.前体进气道模型和计算条件本文采用德国宇航中心 外形 模型尺寸如图 所示 针对该模型设计来流参数如表 所示 展向长度为 的带进气道前体结构按本文计算状态估算的来流 数约.据此 进气压缩面大部分区域均应处于层流环境 进气道上壁面受来流影响可能转变为湍流状气 体 物 理 年 第 卷态 进气道下唇口直接受来流影响同样处于层流状态 由此 可确认本计算状态即或出现转捩 对进气道入口参数和气动特性影响均较小 因此 本文采用层流开展计算工作 由于方形截面进气道展向与高度方向之比(展高比为.)较大 耦合模拟暂忽略两侧承力作用 仅考虑二维流动/传热/变形问题 简化模型获得的热变形预测结果大于实际三维结果 但相关研究结论具有共性参考价值图 模型尺寸图(单位:).(:)表 前体进气道模型来流条件 /(/)/.流场网格和结构网格均采用六面体结构网格流场网格在壁面边界层位置加密 通过网格无关性分析研究认为 流场壁面法向首层网格厚度为 可以获得网格无关的表面摩阻/热流计算结果 流场网格和结构网格如图 所示 其中流场网格数量约为 结构网格数量约为.图 前体进气道模型网格.在结构材料方面 选取高温合金钼渗铜合金 和高温合金 组合(如图 所示)其中前缘实心结构采用弹性模量更高、线胀系数更低的 合金 大面积区薄壁结构采用 合金薄壁厚度为 材料参数由文献给出采用以上模型、材料和来流参数 进行考虑气动力/热、结构传热、结构应力应变效应在内的流/热/固耦合数值模拟 耦合时间 .前体进气道流/热/固耦合结果分析图 为设计状态(初始时刻)的前体压缩面和进气道附近流场压力云图 可以看出 在前体的第 级压缩面上 有一道斜激波入射进气道唇口位置 并在进气道下壁面上产生一道斜激波 唇口产生的斜激波与前体压缩面产生的斜激波发生激波干扰 在进气道内部靠近入口位置处 存在明显的流动分离 气流在进入进气道内部产生多次激波反射 形成复杂的波系干扰结构 以上流动现象会带来:)进气道唇口位置温度升高)第 级压缩面表面温度升高)进气道内壁面温度升高)进气道内部温度变化图 初始时刻高超声速流场压力云图.第 期李思逸 等:飞行器前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟图 为前体的上壁面和压缩面壁面以及唇口附近上下壁面不同时刻的温度分布 时间选取、可以看出 随着气动加热时间增长壁面整体温度升高 前体前缘靠近驻点位置处和进气道唇口位置处受激波作用温度升高明显 其中唇口处由于存在激波/激波干扰 其温度较前体前缘位置更高 进气道内部由于激波多次反射 其内部温度较前体压缩面更高 并在靠近进气道入口位置的流动分离处 产生温度峰值区 通过对比前体上壁面(背风区)和压缩面壁面(迎风区)、进气道唇口附近上壁面(迎风区)和下壁面(背风区)可以发现 迎风区与背风区始终存在温度差异 这种不对称的温度分布带来的热膨胀量差异是结构发生翘曲变形的主要原因()()()()图 壁面温度分布.值得注意的是 所选取的 个时刻在两级压缩面和进气道内部的壁面温度峰值点均不在同一 轴位置 而是随着时间变化呈现出温度峰值脉动 这是进气道内部多次激波反射波系变化导致的 为了说明这一现象 图 选取前体前缘驻点位置和进气道内部喉道处壁面初始时刻温度峰值点(如图中位置所示)监控 可以看出前缘驻点温度随气动加热沿曲线增长 进气道喉道壁面点则快速非线性变化 这是进气道内部的激波位置变化导致的 进气道内部激波位置变化使温度峰值区和低温区脉动 致使喉道壁面点温度快速变化图 监控点温度变化.图 给出了 时进气道内部上下壁面的热流分布 可以看出 热流最高处为进气道唇口位置 在靠近进气道入口位置附近 有局部的热流峰值区域 热流在唇口附近壁面上峰值区对应压缩面壁面热流低区 这反映了进气道内部的激波反射现象 也对应图 的温度分布结果图 为 时刻前体进气道结构的 等效应力()分布云图 可见应力主要集中气 体 物 理 年 第 卷于前体前缘、进气道唇口和进气道内部喉道位置处 对应图、图 的高温和高热流区 图 为前体和进气道外表面 时刻位移与初始时刻对比 可以看出 最大位移变形量为前体前缘位置处 上翘.其次为唇口位置 下移约为.长时间的气动加热导致材料刚度的变化气动力与非均匀温度导致的热应力共同作用使结构发生变形图 时进气道内部壁面热流分布.图 时 等效应力云图.图 结构外廓变形前后对比.长时间的巡航状态会使前体进气道结构发生变形 进气道入口面积增大 其结构附近流动状态发生改变 图 为初始状态和耦合计算 时的流场和结构温度云图 可以看出 在发生变形后两级压缩面上激波偏离设计状态 不再射入进气道唇口位置 进气道内部波系位置变化 这会影响进气道内部的压力 进而影响进气道性能()()图 不同时刻流场和结构温度云图.进气道性能可以由以下 个参数衡量 包括流量系数()、总压恢复系数()、升压比()选取进气道喉道位置 截面进行分析 由表 可以看出 在进气道内部 由于变形和分离区的影响 流量系数上升.总压恢复系数下降.升压比上升.这表明前体进气道在变形影响下 进气道性能参数偏离设计状态 同时进气道内部壁面所受压力明显增加 在进气道实际设计阶段应充分考虑这部分的影响表 变形对进气道性能参数的影响 .第 期李思逸 等:飞行器前体进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟 总结本文针对前体进气道结构 采用 模型 利用 耦合平台进行考虑气动力/热、结构传热、结构应力应变效应在内的流/热/固耦合数值模拟 分析了前体进气道热变形效应对进气性能的影响规律 得到了以下结论:)前体进气道高热流区集中在前缘、唇口、第 级压缩面以及进气道喉道位置处 其中唇口附近受激波/激波干扰影响热流最高 气动加热导致壁面温度上升 引发结构变形 在不考虑侧壁影响条件下前缘上翘约.唇口下翻约.)进气道内部激波发生多次反射 且受热变形影响复杂波系结构存在连续震荡变化 进而导致了进气道壁面出现非设计状态下的交变热载荷)变形引发进气道流动状态偏离设计点 前体到进气道壁面发生流动分离 进气道喉道附近分离区增大 变形影响进气道性能参数 流量系数升高 总压恢复系数下降 升压比上升综合来看 结构变形导致进气道偏离设计状态 进气道内部波系位置发生变化 波系变化又影响进气道内部壁面温度分布 结构温度的非均匀分布加上气动力作用导致结构变形量增大 呈现交变累积热变形特征 长时间巡航飞行导致的前体进气道结构复杂热变形效应 对吸气式高超飞行器飞/发一体布局设计产生重要影响 后续予以重点关注参考文献()./.(/):.:.汤佳骏 刘燕斌 曹瑞 等.吸气式高超声速飞行器爬升段关键任务点的鲁棒优化.宇航学报():.():().吴子牛 白晨媛 李娟 等.高超声速飞行器流动特征分析.航空学报 ():.():().杨顺凯 张堃元 王磊.高超可调进气道弹性压缩面自适应无源控制概念研究.推进技术 ():.():().华如豪 叶正寅.吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模.航空学报 ():.():().():.:.():.():.():.():./:.():.:.():.陈浩.气动热弹性建模及分析方法研究.西安:西北工业大学:.:气 体 物 理 年 第 卷:().靖建朋 郭荣伟.气动变形对独立模块薄壳进气道性能影响研究.宇航学报 ():.():().秦启豪.典型超/高超声速流场的多物理场耦合研究.南京:南京航空航天大学:./.:().():.叶坤.吸气式高速飞行器关键热气动弹性问题研究.西安:西北工业大学:.:().代光月 贾洪印 曾磊 等.多场耦合效应对高超声速进气道入口参数影响.推进技术 ():.():().李宗阳 吕军 杨恺 等.高超声速飞行器前体/进气道结构热变形数值分析/中国力学大会 暨庆祝中国力学学会成立 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