真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真.pdf

信息技术王鑫等真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真基金项目:航空基金项目()第一作者简介:王鑫()男陕西西安人硕士研究生研究方向为高超声速进气道.:./.真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真王鑫袁化成刘甫州张锦昇(南京航空航天大学 能源与动力学院江苏 南京)摘 要:吸气式高超声速飞行器速域的不断拓展使进气道部件在强烈的气动载荷以及热载荷作用下与外部流场耦合效应明显同时高温流动中的真实气体效应会进一步加剧进气道内多场耦合关系的复杂性 通过在多场耦合仿真中考虑真实气体效应影响针对壁面共轭耦合传热下高超声速进气道气动性能以及结构温度场的非定常变化进行数值模拟 研究发现:受壁温升高的影响 时刻进气道出口气流温度相比初始时刻上升.压力升高.总压恢复系数下降 而流量系数几乎不发生变化 时刻唇缘和前缘处壁温达到 内通道最高壁温为 而在 时刻内通道最高壁温也接近 因此在兼顾内通道防热设计的同时要着重考量前缘及唇缘热防护设计的可靠性关键词:高超声速进气道真实气体效应共轭传热多场耦合仿真中图分类号:文献标志码:文章编号:()():.:引言在高超声速飞行条件下来流空气在飞行器前缘处被强烈压缩并与飞行器剧烈摩擦飞行器表面的气动载荷、热载荷以及伴随的多场耦合效应十分显著 一方面飞行器结构在外部气动力及气动热综合作用下会出现结构温度升高以及结构体变形等现象另一方面结构温度以及外形变化又会造成外部流场的同步改变进而使得飞行器所处的气动热环境也随之变化 在这种情况下飞行器外部流场、结构温度场以及结构应力、应变场间存在明显的非线性耦合关系 同时在高超声速工况下来流空气在进气道内经过激波压缩及边界层内的黏性滞止作用气流温度快速升高 由统计热力学可知在高温状态下气体分子的振动模态被激发此时气体状态偏离热力学平衡状态量热完全气体假设不再成立 当温度更高时气体分子在流动过程中还会出现离解、置换、电离等化学反应现象此时气体状态发展为热化学非平衡状态安德森把这种由高温引起的热力学及化学反应的不平衡效应称之为“真实气体效应”受限于当前尚不成熟的高焓风洞实验技术目前对高超声速高温流场中真实气体效应的研究多采用数值模拟方法 等基于二维翼形研究发现真实气体效应可 降 低 机 翼 升 力 和 阻 力 并 使 压 心 位 置 前 移 等通过对比不同来流速度下热化学非平衡效应影响发现速度越高驻点区域的热化学非平衡效应越明显 栗莉研究发现考虑真实气体效应后进气道出口静温比下降总压恢复系数及流量系数增大 总的来说高温流动中真实气体效应的存在会使结构表面的气动载荷及热载发生改变从而进一步加剧了高超声速飞行信息技术王鑫等真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真过程中多场耦合关系的复杂性由于多场耦合问题直接求解难度较大因此在实际求解过程中通常采用一些适当的假设对多场耦合问题中的次要影响过程作简化处理 对于高超声速进气道而言流场中的前体激波结构受壁温变化影响明显而气动力作用下的结构变形及相应的流固耦合现象较弱多场耦合效应主要表现在进气道流场与进气道结构温度场耦合方面且高超声速流动中的真实气体效应又会对结构壁面热载产生明显影响因此本文在考虑真实气体效应前提下开展壁面共轭传热对高超声速进气道气动热环境的非定常影响研究得到设计飞行条件下进气道气动性能以及结构热载随时间的变化趋势 方法.物理模型图 为本文研究的高超声速进气道结构示意图进气道飞行马赫数为 飞行高度为 来流气体由.的 和.的 组成结构材料选用碳碳材料()其密度 /定比热容 /()传热系数 /()4E!E4L44K.E 图 高超声速进气道结构示意图图 为高超声速进气道多场耦合模拟中流体域以及结构域网格划分 为提高高超声速流场的仿真精度在激波以及边界层等流动参数变化梯度较大区域进行了网格加密壁面第一层网格高度 网格高度增长比为.网格总量约为 万 求解过程中边界条件设置如下:自由来流边界设置为压力远场流体域和固体域交界面设置为共轭热传输壁面流场出口以及进气道出口设置为压力出口OutZone:FluidZone:SolidCoupling interfaceFree stream图 多场耦合数值模拟网格划分及边界条件设置.计算方法在本文的高超声速流场与结构温度场的耦合计算中忽略结构热变形的影响和辐射换热的影响只考虑外部流体与结构体之间的对流换热 其中外部流场通过求解多组分 方程获得式()对于流动中真实气体效应的模拟采用 化学反应动力学模型并且假设流动介质均处于热力学平衡状态()()()()进气道结构温度场通过求解积分形式的传热控制方程获得 当忽略辐射传热且结构场不包含热源时传热控制方程如式()所示 共轭热传输壁面上的定解条件为第二类结构热边界条件如式()所示 ()()()式中、分别为固体材料密度、比热容、温度和热传导系数为保证流体域和固体域在耦合壁面上的能量守恒如图 所示在忽略辐射效应的前提下流体域传至壁面的热流应等于壁面传至结构体内部的热流因此()xyqsqxqyFUSU图 共轭传热边界热流耦合示意图本文在耦合求解过程中采用多场耦合求解领域常用的分区求解、边界耦合的方法 这种方法首先需要分别计算进气道的流场和结构温度场然后在每个时间步求解前进行耦合交界面 上热流和壁面温度的数据传递 当交界面数据耦合交换后结构固体域以获得的壁面热流分布为边界条件计算出新时刻的结构温度场以及壁面温度分布同理在流体域中也以获得的壁面温度分布为边界条件计算出新时刻的流场以及壁面热流然后在新时刻继续交界面 上的数据耦合交换 如此反复迭代直到完成给定时间内的耦合计算按照非定常求解时间间隔长短的划分耦合求解过程又可划分为紧耦合求解和松耦合求解 紧耦合计算方法以流场变化特征时间为耦合求解时间步长同步向前推进流场和结构温度场的求解能够模拟出流场和结构温度场的强耦合变化过程 而松耦合方法考虑了结构热传导的延迟性以及阻尼性等特点以结构温度场计算特征时间作为共轭传热耦合迭代推进求解时间步极大地降低了整体耦合求解的计算量在工程应用中较为广泛 因此本文在共轭耦合传热求解过程中选用松耦合求解方法以结构温度场变化特征时间 .进行耦合求解 在耦合传热非定常求解初始时刻首先要获得初始条件下流场和结构场的初始稳态解本文设置结构体初始温度为同时以 壁温边界条件进行稳态流场的求解然后将初始时刻的流场稳态解和结构体 温度初场作为非定常求解的初始场开始耦合推进求解信息技术王鑫等真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真 结果与讨论为探究真实气体效应对高超声速进气道多场耦合下气动性能以及结构温度场的影响本文在进气道流场计算中选用真实气体模型()和热完全气体模型()作为对比然后对高超声速进气道在 内的进气道结构温度场以及流场进行耦合计算 图 为初始时刻 模型和 模型下进气道马赫数云图对比 从图中可以看出在 壁温条件下两种气体模型下的流场结构基本相同前体激波均打入进气道内通道与唇缘弓形激波相交使进气道处于一定的超临界状态(a)CRGMa1211109876543210(b)TPG Ma1211109876543210图 初始时刻进气道马赫数云图分布(壁温)图 给出了 模型和 模型下进气道不同位置处、以及 下的壁面热流分布 图 给出了 模型和 模型下进气道不同位置处、以及 下的壁温分布(本刊黑白印刷相关疑问请咨询作者)从图中可以看出在共轭耦合传热的作用下壁面温度不断上升壁面热流不断下降并且真实气体效应下进气道结构所处的气动热环境始终低于热完全气体下的气动热环境 对比不同位置处的壁面温度可以看出进气道前体压缩面上的温度始终最低进入内通道之后壁温上升较快 而在前体前缘和唇缘处由于气动加热严重壁温始终最高并且在 时 模型下进气道前体前缘处的壁面温度已经达到 接近材料的承温极限而进气道内通道最高壁温仅为 (a)E!E4L201510501105234567x/mQw/(W/m2)t=300 s(TPG)t=300 s(CRG)t=200 s(TPG)t=200 s(CRG)t=100 s(TPG)t=100 s(CRG)t=50 s(TPG)t=50 s(CRG)(b)4(c)4605040302010050403020100105105-75-50-25 025 50 75-75-50-25 025 50 75/()/()Qw/(W/m2)Qw/(W/m2)图 不同时刻下进气道壁面热流分布对比图100T/K(a)E!E4L2016128401234567x/mt=300 s(TPG)t=300 s(CRG)t=200 s(TPG)t=200 s(CRG)t=100 s(TPG)t=100 s(CRG)t=50 s(TPG)t=50 s(CRG)(b)4(c)445403530252050403020100100-75-50-25 025 50 75-75-50-25 025 50 75/()/()T/KT/K图 不同时刻下进气道壁面温度分布对比图图 给出了 内两种气体模型下进气道喉道截面()以及出口截面()的截面温升比、截面压比、总压恢复 以及进气道流量系数 变化图 从图中可以看出在共轭耦合传热的作用下进气道喉道截面和出口截面的气流温度不断升高并且在 模型下截面温升比数值更高 与初始时刻相比 时 模型下的出口截面温度上升.喉道截面温度上升.并且在 内截面温升比的上升速率较快而在 之后截面温升比的上升速率逐渐减小趋近于线性增长 此外可以看出喉道截面温升比随时间的变化幅度明显小于出口截面温升比的变化幅度 从截面压比的变化趋势可以看出随着进气道结构温度的升高截面压力也逐渐增大与初始时刻相比 时 模型下的出口截面压力上升.喉道截面压力上升.同样信息技术王鑫等真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真在 内增长速度明显并且 模型和 模型的截面压比相差较大 从进气道出口和喉道截面的总压恢复图中可以看出随着进气道壁面的共轭耦合传热截面总压恢复出现了小幅度下降并且 模型下的截面总压恢复系数更高 与初始时刻相比 时两种气体模型下的喉道截面和出口截面总压恢复降幅都不超过 从进气道流量系数变化图可以看出随耦合时间变化 模型和 模型下的进气道流量系数保持不变这主要是由于进气道前体壁面的气动加热相对较弱如图()所示 时的前体壁面最高温度约为 对前体壁面边界层的发展影响有限对进气道前体波系影响更小从而使得进气道捕获流量以及流量系数基本不发生改变(a)#!501006.05.55.04.54.0150200250300Throut_CRGThrout_TPGOutin_CRGOutin_TPGt/s50100150200250300Throut_CRGThrout_TPGOutin_CRGOutin_TPGt/s62605856545250(b)!Throut_CRGThrout_TPGOutin_CRGOutin_TPG50100150200250300t/s0.350.250.15(c)2CRGTPG50100150200250300t/s1.00.50?(d)F2图 内进气道气动性能参数变化图图 给出了 时间内 模型和 模型下进气道前缘()以及唇缘()的温度时间历程图 从图中可以看出在气动加热初始阶段 内进气道前缘和唇缘结构温度上升速度较快并且前缘和唇缘处温度上升曲线较为接近 模型下前缘和唇缘温度接近 模型下前缘和唇缘温度为 在 之后前缘和唇缘的温度上升逐渐缓慢并且唇缘温度始终高于前缘温度 到 时 模型下唇缘温度和前缘温度分别达到 和 而 模型下唇缘温度和前缘温度则分别达到 和 远高于 模型说明在长时间气动加热过程中真实气体效应对进气道结构的降热作用非常重要5 0004 0003 0002 0001 000050100150200Leading-edge(CRG)Cowl-lip(CRG)Leading-edge(TPG)Cowl-lip(TPG)250300t/sT/K图 内进气道进气道唇缘以及前缘驻点温度变化图 出了 时刻 模型和 模型下的进气道流场温度以及结构温度场云图 从图中可以看出唇罩结构和前体前缘处的温度最高并且由于唇罩结构厚度相对较薄在 时刻 模型和 模型下的唇罩结构温度都达到 左右其中唇罩前缘处温度达到 以上超过了材料的熔融极限 而在进气道结构主体高温区位于内压段以及隔离段上壁面并且从 等值线分布可以看出在内压段以及隔离段位置处等值线与壁面之间的区域明显大于与前体曲面之间的区域并且壁面最高温度达到 因此在高超声速进气道结构设计中不仅要着重考虑前体前缘与唇罩结构热防护设计的可靠性同时也要兼顾内压缩段以及隔离段处结构的防热设计CRG t=300 sTPG t=300 sT4700430039003500310027002300190015001100700300T4700430039003500310027002300190015001100700300600600600600600600300030003000240240图 时刻进气道温度场等值图信息技术王鑫等真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真 结语本文通过真实气体效应下高超声速进气道的多场耦合仿真方法对壁面共轭耦合传热下进气道气动性能以及结构温度场的变化进行非定常数值模拟研究得出以下结论)在壁面共轭耦合传热的作用下受壁温升高的影响 时刻进气道喉道截面和出口截面气流温度相比初始时刻分别上升.和.截面压比分别升高.和.同时截面总压恢复系数出现小幅度下降并且降幅都小于 但进气道流量系数几乎不发生变化)在壁面耦合传热前期(内)进气道气动性能参数变化速率明显而在 之后进气道气动性能参数的变化速率逐渐减小然后趋近于线性变化)从进气道结构温度场耦合计算结果可知结构高温区主要位于唇罩前缘结构、前体前缘结构以及内通道结构处并且唇缘和前缘处壁温远高于内通道壁温 如 时刻唇缘和前缘处壁温达到 内通道最高壁温为 而在 时刻内通道最高壁温也接近 因此在高超声速进气道结构设计中不仅要着重考虑前体前缘与唇罩结构热防护设计的可靠性同时也要兼顾内压缩段以及隔离段处结构的防热设计参考文献:俞励松.典型飞行器结构在热环境和随机载荷作用下的动响应研究.哈尔滨:哈尔滨工业大学.汤文辉徐彬彬冉宪文等.高温等离子体的状态方程及其热力学性质.物理学报():.石晓峰.激波反射干扰及其热化学非平衡效应.合肥:中国科学技术大学.:.():./.:.栗莉.真实气体效应对高超声速进气道流场结构影响的研究.哈尔滨:哈尔滨工程大学.桂业伟刘磊耿湘人等.气动力/热与结构多场耦合计算策略与方法研究.工程热物理学报():.王钰涵王江峰李龙飞.不同进口马赫数下超声速燃烧流场特性研究.南京航空航天大学学报():./.:.杨世铭.传热学.版.北京:高等教育出版社.季卫栋.高超声速气动力/热/结构多场耦合问题数值模拟技术研究.南京:南京航空航天大学.周印佳.高超声速流动传热与材料响应耦合方法及耦合行为研究.哈尔滨:哈尔滨工业大学.李欣张剑飞何雅玲等.二维流场、热结构松耦合模拟研究.工程热物理学报():.收稿日期:(上接第 页)结语经过优化后的机臂结构刚度明显提高结构应力分布更加均匀材料利用率较高结构传力更加合理梁的高度对弯曲影响较大在结构设计允许的情况下可进一步加高 纵梁和横梁主要靠上下翼板传力梁腹板主要起维形作用对于无人机的稳定性影响较大 整体机臂结构在保证设计尺寸的前提下结构质量减至无人机整体没有发生失稳最终结构的强度和稳定性也得到了一定加强 研究结果表明该优化方案切实可行并对于 构型无人机复合材料机臂的设计提供了理论依据与实践探索参考文献:牛春匀(.美).实用飞机结构工程设计.程小全译.北京:航空工业出版社.蔡全.某小型无人机的机体结构及其强度计算.杭州:浙江大学.许震宇李斌.某型燃料电池无人机结构设计.玻璃钢/复合材料():.冯琨程高九州.某型系留无人机复合材料机体结构优化设计与分析.玻璃钢/复合材料():.盛聪曾福明濮海玲.应用 软件的太阳翼基板结构优化.航天器工程():./.:.收稿日期: