高超聲速飛行器熱防護(hù)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(jīng)濟(jì)和軍事價(jià)值吸引了眾多科技強(qiáng)國(guó)的關(guān)注，紛紛投入大量精力開展相關(guān)技術(shù)研究。高超聲速氣動(dòng)加熱及其對(duì)應(yīng)的熱防護(hù)問題是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)面臨的關(guān)鍵難題之一。隨著飛行速度越來越快，飛行器受到的氣動(dòng)加熱越來越嚴(yán)重，需要的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)也越來越復(fù)雜。傳統(tǒng)的氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)和結(jié)構(gòu)熱分析方法建模復(fù)雜、計(jì)算量大、耗費(fèi)時(shí)間長(zhǎng)，已很難滿足熱防護(hù)系統(tǒng)快速分析的需求。因此，發(fā)展針對(duì)高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的氣動(dòng)加熱/結(jié)構(gòu)傳熱一體

2、化耦合快速分析方法，對(duì)高超聲速飛行器的初始設(shè)計(jì)和選型優(yōu)化具有重要應(yīng)用價(jià)值。
　　本文采用邊界元法計(jì)算飛行器周圍無粘流場(chǎng)，結(jié)合氣動(dòng)熱工程算法快速預(yù)測(cè)飛行器受到的氣動(dòng)加熱;采用熱網(wǎng)絡(luò)法對(duì)多層熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行瞬態(tài)快速熱分析，實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)氣動(dòng)加熱和結(jié)構(gòu)傳熱的耦合快速分析。此外，針對(duì)主動(dòng)冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)提出了集成單元邊界元快速算法，并對(duì)被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)的邊界元分析方法進(jìn)行了研究。本文的主要研究?jī)?nèi)容歸納如下:
　　(1)研究高超聲速氣動(dòng)熱快

3、速預(yù)測(cè)方法。采用邊界元法計(jì)算飛行器周圍無粘流場(chǎng)，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(duì)稱比擬法，利用氣動(dòng)熱工程算法計(jì)算飛行器表面的熱流密度，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜外形高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱快速預(yù)測(cè)。
　　(2)研究多層結(jié)構(gòu)熱防護(hù)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(wǎng)絡(luò)法建立多層結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析模型，針對(duì)每層結(jié)構(gòu)建立等效節(jié)點(diǎn)，并給出節(jié)點(diǎn)等效熱導(dǎo)和等效熱容的計(jì)算公式。針對(duì)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(jié)合氣動(dòng)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(shí)現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)的一體化快速分析。以熱防護(hù)系統(tǒng)總體厚度或質(zhì)量為目標(biāo)函數(shù)，對(duì)多層結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)的各層厚度進(jìn)行優(yōu)化。
　　(3)研究主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)集成單元邊界元快速分析方法?；谧咏Y(jié)構(gòu)法的思想提出集成單元邊界元算法，該方法僅需對(duì)主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)中僅含一根冷卻通道的胞元結(jié)構(gòu)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(duì)集成單元進(jìn)行組集，建立總體結(jié)構(gòu)的

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

6、防護(hù)系統(tǒng)中出現(xiàn)的窄條單元，采用不等間隔單元子分技術(shù)計(jì)算窄條單元的各階奇異積分，并通過在窄條單元的兩個(gè)方向上采用不同的高斯點(diǎn)數(shù)，改善邊界元法分析薄壁問題時(shí)的計(jì)算精度。
　　本文提出的高超聲速熱防護(hù)系統(tǒng)氣動(dòng)加熱/結(jié)構(gòu)傳熱耦合快速分析方法，可快速、準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)飛行器受到的氣動(dòng)加熱及其熱響應(yīng)。該耦合方法可用于高超聲速飛行器初始設(shè)計(jì)階段，為熱防護(hù)系統(tǒng)的方案初選和結(jié)構(gòu)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(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)的分析時(shí)間;對(duì)邊