高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)熱力分析邊界元快速算法研究.pdf

1、高超聲速飛行器是未來重要的飛行工具，其巨大的經濟和軍事價值吸引了眾多科技強國的關注，紛紛投入大量精力開展相關技術研究。高超聲速氣動加熱及其對應的熱防護問題是高超聲速飛行器設計面臨的關鍵難題之一。隨著飛行速度越來越快，飛行器受到的氣動加熱越來越嚴重，需要的熱防護結構也越來越復雜。傳統(tǒng)的氣動熱預測和結構熱分析方法建模復雜、計算量大、耗費時間長，已很難滿足熱防護系統(tǒng)快速分析的需求。因此，發(fā)展針對高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)的氣動加熱/結構傳熱一體

2、化耦合快速分析方法，對高超聲速飛行器的初始設計和選型優(yōu)化具有重要應用價值。
　　本文采用邊界元法計算飛行器周圍無粘流場，結合氣動熱工程算法快速預測飛行器受到的氣動加熱;采用熱網絡法對多層熱防護結構進行瞬態(tài)快速熱分析，實現(xiàn)熱防護系統(tǒng)氣動加熱和結構傳熱的耦合快速分析。此外，針對主動冷卻熱防護系統(tǒng)提出了集成單元邊界元快速算法，并對被動熱防護系統(tǒng)的邊界元分析方法進行了研究。本文的主要研究內容歸納如下:
　　(1)研究高超聲速氣動熱快

3、速預測方法。采用邊界元法計算飛行器周圍無粘流場，并根據(jù)無粘速度獲得飛行器表面流線;采用基于流線的軸對稱比擬法，利用氣動熱工程算法計算飛行器表面的熱流密度，實現(xiàn)復雜外形高超聲速飛行器的氣動熱快速預測。
　　(2)研究多層結構熱防護系統(tǒng)的瞬態(tài)快速分析及其氣-固一體化耦合分析方法。采用熱網絡法建立多層結構熱防護系統(tǒng)的瞬態(tài)熱傳導分析模型，針對每層結構建立等效節(jié)點，并給出節(jié)點等效熱導和等效熱容的計算公式。針對帶有曲率的鈍頭和翼前緣等部位提出

4、修正思想，并給出修正公式。結合氣動熱工程算法，通過界面上邊界條件的數(shù)據(jù)傳遞，采用松耦合方法實現(xiàn)熱防護系統(tǒng)的一體化快速分析。以熱防護系統(tǒng)總體厚度或質量為目標函數(shù)，對多層結構熱防護系統(tǒng)的各層厚度進行優(yōu)化。
　　(3)研究主動冷卻結構集成單元邊界元快速分析方法?；谧咏Y構法的思想提出集成單元邊界元算法，該方法僅需對主動冷卻結構中僅含一根冷卻通道的胞元結構建立邊界元模型，形成具有常規(guī)單元性能的集成單元，并對集成單元進行組集，建立總體結構的

5、系統(tǒng)方程組。在組集過程中，采用子結構消去法的思想逐步消去集成單元間的公共節(jié)點變量，最終得到只含結構最外部邊界節(jié)點變量的系統(tǒng)方程。由于集成單元的系數(shù)矩陣只需計算一次，且總系數(shù)矩陣只含結構最外部邊界節(jié)點變量，計算規(guī)模大幅減小，計算效率顯著提高。
　　(4)研究被動熱防護系統(tǒng)的邊界元分析方法。推導了采用面力恢復法計算功能梯度材料邊界熱應力的計算公式。采用該方法計算邊界熱應力可以避免直接通過應力積分方程求解時高階奇異積分的處理。針對金屬熱

6、防護系統(tǒng)中出現(xiàn)的窄條單元，采用不等間隔單元子分技術計算窄條單元的各階奇異積分，并通過在窄條單元的兩個方向上采用不同的高斯點數(shù)，改善邊界元法分析薄壁問題時的計算精度。
　　本文提出的高超聲速熱防護系統(tǒng)氣動加熱/結構傳熱耦合快速分析方法，可快速、準確地預測飛行器受到的氣動加熱及其熱響應。該耦合方法可用于高超聲速飛行器初始設計階段，為熱防護系統(tǒng)的方案初選和結構定型提供依據(jù)。本文提出的集成單元邊界元法顯著減少了主動冷卻結構的分析時間;對邊