張勝濤, 陳 方, 劉 洪

(1.上海交通大學(xué), 上海 200240; 2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司, 上海 200241)

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高超聲速進(jìn)氣道前緣流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析

張勝濤1,2, 陳 方1,*, 劉 洪1

(1.上海交通大學(xué), 上海 200240; 2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司, 上海 200241)

通過分析高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的機(jī)理過程，對(duì)多場(chǎng)耦合模型進(jìn)行了數(shù)學(xué)物理描述，以此發(fā)展了松耦合分析策略框架。在此基礎(chǔ)上，采用自適應(yīng)耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)、混合插值策略和復(fù)雜外形網(wǎng)格變形等方法，實(shí)現(xiàn)了多場(chǎng)耦合分析平臺(tái)。針對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)氣道前緣結(jié)構(gòu)的耦合特征進(jìn)行了初步分析研究，計(jì)算結(jié)果揭示了在持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間飛行條件下流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合的時(shí)空分布特征，為深入開展高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的綜合性能評(píng)估及優(yōu)化提供了理論與技術(shù)支撐。

高超聲速流動(dòng)；進(jìn)氣道；流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合；熱防護(hù)；自適應(yīng)耦合步長(zhǎng)；耦合策略；激波相互作用

0 引 言

當(dāng)高超聲速飛行器在近空間大氣層內(nèi)進(jìn)行遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，將面臨具有復(fù)雜流場(chǎng)、高焓、中低熱流和持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間氣動(dòng)加熱等特征的氣動(dòng)熱力學(xué)環(huán)境。盡管面臨的飛行環(huán)境如此惡劣，但是高超聲速飛行器的熱防護(hù)設(shè)計(jì)要求卻極為苛刻，即在滿足重量盡可能輕的約束條件下實(shí)現(xiàn)高效、可重復(fù)使用的非燒蝕熱防護(hù)。這些苛刻要求對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)綜合性能優(yōu)化提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。為了實(shí)現(xiàn)更合理的結(jié)構(gòu)選材和防熱優(yōu)化，最大限度減小熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)冗余，必須更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)飛行器的熱力環(huán)境特性。 由于高超聲速飛行器采用機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)高度一體化設(shè)計(jì)，其在近空間大氣層內(nèi)進(jìn)行持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間、寬馬赫數(shù)域的遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行過程中，外部流場(chǎng)的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱和內(nèi)部結(jié)構(gòu)的傳熱/應(yīng)力/變形等各物理場(chǎng)間的相互作用將變得極為強(qiáng)烈。因此，要準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)飛行器的熱力環(huán)境特性，必須統(tǒng)籌考慮流場(chǎng)、熱和結(jié)構(gòu)等各物理場(chǎng)間的相互耦合關(guān)系，建立多場(chǎng)耦合一體化分析方法，從而為高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)提供有效的理論與技術(shù)支撐。

國外學(xué)者Thornton, Dechaumphai和Wieting等人[1-3]最早提出了流場(chǎng)、熱和結(jié)構(gòu)之間多場(chǎng)耦合問題，并基于雙向耦合方法發(fā)展了流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)一體化有限元方法，為分析更為真實(shí)復(fù)雜的多場(chǎng)耦合問題奠定了基礎(chǔ)。其后，相繼發(fā)展了迭代耦合方法[4-5]和基于分區(qū)耦合方法的交錯(cuò)策略[6]以及將非穩(wěn)態(tài)問題看成由一系列“準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)問題”的混合耦合策略[7]和統(tǒng)一求解耦合策略[8]。為了進(jìn)行高時(shí)間精度的流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析，Miller等人[9-10]采用多循環(huán)方法發(fā)展了基于松耦合的多物理時(shí)間推進(jìn)策略。國內(nèi)學(xué)者黃唐和毛國良等人[11]率先研究了基于松耦合策略的流場(chǎng)、熱和結(jié)構(gòu)一體化數(shù)值模擬方法。隨著對(duì)于持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間氣動(dòng)熱力環(huán)境下流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題重要性的認(rèn)識(shí)，陸續(xù)開展了流場(chǎng)、熱和結(jié)構(gòu)多場(chǎng)耦合計(jì)算研究和分析[12-19]。隨著高超聲速飛行器研制的不斷發(fā)展，多場(chǎng)耦合分析的思想和應(yīng)用逐漸深入到工程實(shí)際，但是對(duì)于復(fù)雜熱力環(huán)境作用下的多物理場(chǎng)耦合特征和規(guī)律的認(rèn)識(shí)還不夠深入，相關(guān)耦合性分析方法有待進(jìn)一步發(fā)展和完善。

本文首先通過對(duì)高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的機(jī)理過程分析，提出了基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略，然后在此基礎(chǔ)上發(fā)展了高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析平臺(tái)HyCCD (Hypersonic Coupling Computational Dynamics)，最后針對(duì)激波相互作用下的高超聲速進(jìn)氣道前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算分析研究。

1 耦合分析策略

1.1 流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型

高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的耦合機(jī)理是流體介質(zhì)內(nèi)的流場(chǎng)氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱等物理屬性和行為與固體介質(zhì)內(nèi)的結(jié)構(gòu)傳熱/應(yīng)力/變形等物理屬性和行為通過流-固耦合界面發(fā)生相互作用和影響的物理過程。因此耦合策略的制定既需考慮流體介質(zhì)與固體介質(zhì)之間特征參量的面耦合，也需考慮它們各自內(nèi)部特征參量的體耦合，為此本文考慮如圖1所示的高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型。

在流體介質(zhì)內(nèi)部，氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱之間的耦合由統(tǒng)一流動(dòng)控制方程描述。利用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法求解流動(dòng)控制方程，獲得流體介質(zhì)內(nèi)部的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱參量，通過流-固耦合界面向固體介質(zhì)提供熱載荷(壁面熱流q)和力載荷(壁面壓力p)。在固體介質(zhì)內(nèi)部，結(jié)構(gòu)傳熱/應(yīng)力/變形之間的耦合由熱傳導(dǎo)控制方程和熱彈性力學(xué)控制方程描述。考慮結(jié)構(gòu)溫度和變形的耦合效應(yīng)，利用基于有限單元法(FEM)的計(jì)算熱-結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)(CTD/CSD，或CTSD)統(tǒng)一求解熱傳導(dǎo)控制方程和熱彈性力學(xué)控制方程，獲得固體介質(zhì)內(nèi)部的熱/力耦合響應(yīng)參量，通過流-固耦合界面向流體介質(zhì)提供溫度條件(壁面溫度T)和結(jié)構(gòu)變形條件(壁面位移u)。

圖1 流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型Fig.1 Fluid-thermal-structural coupling model

1.2 基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略

基于上述流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型，本文建立了如圖2所示的基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略。圖中，ΔtF為流場(chǎng)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)；ΔtTS為固體熱-結(jié)構(gòu)體耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)；ΔtC為流-固面耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)，可取為若干倍的固體熱-結(jié)構(gòu)體耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)，即ΔtC=nΔtTS，(n=1,2,3,…)。

圖2 基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略Fig.2 Loosely-coupled analysis strategy based on the static trajectory

根據(jù)耦合物理過程的時(shí)間演化自適應(yīng)地選取流-固面耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)ΔtC，對(duì)于持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間耦合計(jì)算分析效率具有重要意義。本文將耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)ΔtC的選取看作為一個(gè)自動(dòng)控制問題，采用經(jīng)典的PID(proportional-integral-derivative)控制器對(duì)耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)進(jìn)行自適應(yīng)控制[20]，則有：

(1)

式中：下標(biāo)和上標(biāo)“n”表示耦合時(shí)間步；TOL為人為給定的輸入容差；KP、KI和KD為PID控制器的經(jīng)驗(yàn)參數(shù)。本文采用文獻(xiàn)[21]建議的數(shù)值，即KP=0.075，KI=0.175，KD=0.01；rn為耦合界面溫度在tn時(shí)刻的變化度量：

(2)

為了防止耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)的過大或過小增長(zhǎng)，引入如下步長(zhǎng)限制為：

(3)

(4)

式中：Δtmin和Δtmax分別為人為給定的最小和最大耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)；m和M分別為人為給定的最小和最大步長(zhǎng)增長(zhǎng)率。

耦合策略的具體實(shí)施流程可以概述為：

1) 在初始t0時(shí)刻，首先給定固體域某一初始恒溫或溫度場(chǎng)分布以及初始受力和位移約束，然后通過界面信息傳遞方法將固體域的壁面溫度和位移量傳遞給流體域，其中壁面溫度作為流場(chǎng)計(jì)算的邊界條件，而位移量用來更新流場(chǎng)網(wǎng)格；

2) 基于施加的溫度邊界條件和更新的流場(chǎng)網(wǎng)格，在流體域內(nèi)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)計(jì)算，最終得到穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)的壁面熱流密度和壁面壓力；

3) 通過界面信息傳遞方法將穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)的壁面熱流密度和壁面壓力傳遞給固體域，分別作為固體熱-結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)計(jì)算的熱載荷和力載荷；

4) 基于施加的熱載荷和力載荷，在固體域內(nèi)進(jìn)行瞬態(tài)熱-結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)計(jì)算，時(shí)間推進(jìn)從t0時(shí)刻至t0+ΔtC時(shí)刻，最終得到t0+ΔtC時(shí)刻的固體結(jié)構(gòu)熱/力耦合響應(yīng)參量；

5) 通過界面信息傳遞方法將t0+ΔtC時(shí)刻固體域的壁面溫度和位移量傳遞給流體域，其中壁面溫度作為流場(chǎng)計(jì)算的邊界條件，而位移量用來更新流場(chǎng)網(wǎng)格； 6) 至此完成一個(gè)耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)ΔtC的計(jì)算，然后進(jìn)入下一個(gè)耦合計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)繼續(xù)進(jìn)行計(jì)算，以此類推直至整個(gè)耦合時(shí)間結(jié)束。

2 控制方程及數(shù)值方法

2.1 流動(dòng)控制方程求解

考慮包含NS種組分的化學(xué)反應(yīng)完全氣體混合物，則可壓縮粘性化學(xué)非平衡流動(dòng)的Navier-Stokes控制方程組在笛卡爾直角坐標(biāo)系下的守恒積分形式寫為[22-23]：

(5)

其中，

(6)

基于有限體積法對(duì)上述流動(dòng)控制方程進(jìn)行離散求解。其中，對(duì)流通量采用M-AUSMPW+混合迎風(fēng)格式，并用多維限制器MLP提高至三階精度；粘性通量采用二階中心差分格式進(jìn)行離散；時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS隱式方法。為了加速收斂過程，采用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)和隱式殘值平均等加速收斂措施。

2.2 熱彈性力學(xué)控制方程求解

考慮結(jié)構(gòu)溫度和變形的相互耦合效應(yīng)，利用有限單元法(FEM)進(jìn)行統(tǒng)一耦合求解。將變分原理應(yīng)用于熱傳導(dǎo)控制方程和熱彈性力學(xué)控制方程以及它們相應(yīng)的邊界條件，最終可得到如下形式的有限單元矩陣方程為：

(7)

利用ANSYS Mechanical APDL完成熱-結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算，采用的單元類型為SOLID226。該單元具有20個(gè)節(jié)點(diǎn)，每個(gè)節(jié)點(diǎn)具有五個(gè)自由度。對(duì)于熱-結(jié)構(gòu)耦合分析，節(jié)點(diǎn)自由度主要是三個(gè)方向的位移分量和溫度。

2.3 界面信息傳遞方法

綜合考慮反距離加權(quán)插值法[24]和徑向基函數(shù)插值法[25]的特點(diǎn)和耦合變量(位移、溫度、壓力和熱流)的物理特性，提出如圖3所示的混合插值策略。壁面溫度和位移量的傳遞需要滿足其分布特性，采用反距離加權(quán)插值法；壁面熱流和壁面壓力的傳遞需要保證其插值前后的守恒特性，采用徑向基函數(shù)插值法。同時(shí)考慮到在插值過程中線性方程組可能會(huì)出現(xiàn)求解失敗，則采用反距離加權(quán)插值法以保證耦合計(jì)算的順利進(jìn)行。

圖3 流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的混合插值策略Fig.3 Hybrid interpolation strategy for fluid-thermal coupling problems

2.4 網(wǎng)格變形方法

(8)

式中：NB為網(wǎng)格邊界節(jié)點(diǎn)的個(gè)數(shù)；wi為距離權(quán)函數(shù)，其表達(dá)式為：

(9)

式中：dji為網(wǎng)格內(nèi)部節(jié)點(diǎn)rj與網(wǎng)格邊界節(jié)點(diǎn)ri之間的歐氏距離，dji=‖rj-ri‖，r為位置矢量；u為距離的冪次，取u=2。當(dāng)所有網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的位移uj已知后，則可以更新整個(gè)流場(chǎng)網(wǎng)格：

(10)

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 計(jì)算模型

高超聲速飛行器前體預(yù)壓縮斜激波與進(jìn)氣道前緣激波可能相交，產(chǎn)生復(fù)雜的激波相互作用，導(dǎo)致進(jìn)氣道前緣的氣動(dòng)加熱問題變得更為嚴(yán)重。如圖4所示，Case 1為超臨界狀態(tài)，斜激波入射在進(jìn)氣道唇口以內(nèi)，進(jìn)氣道前緣處于遠(yuǎn)場(chǎng)自由來流條件；Case 2為臨界狀態(tài)，斜激波正好入射在進(jìn)氣道唇口上，與進(jìn)氣道前緣激波發(fā)生相互作用；Case 3為亞臨界狀態(tài)，斜激波入射在進(jìn)氣道唇口以外，進(jìn)氣道前緣處于斜激波波后的自由來流條件。本文以進(jìn)氣道前緣為計(jì)算模型，考慮Case 2工況，它包含Case 1和Case 3兩種流動(dòng)條件(見表1)，持續(xù)耦合計(jì)算時(shí)間為11 s。

圖4 高超聲速飛行器進(jìn)氣道唇口激波相互作用現(xiàn)象Fig.4 Shock interaction phenomena near the cowl leading edge of hypersonic vehicles表1 進(jìn)氣道前緣模型來流條件Table 1 Freestream conditions for the leading edge

流動(dòng)參數(shù)Ma∞U∞,/(m·s-1)p∞/PaT∞/Kρ∞/(g·m-3)YO2YN2YOYNYONCase19.52865.911197.0226.518.410.210.79000Case36.452781.517860.17462.6559.190.210.79000

外部流場(chǎng)計(jì)算采用化學(xué)非平衡氣體模型，壁面為非催化條件；固體結(jié)構(gòu)初始溫度為300 K，初始應(yīng)力為0，熱應(yīng)力參考溫度為300 K。如圖5所示，考慮外部流場(chǎng)的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱載荷作用，同時(shí)考慮壁面的輻射效應(yīng)，壁面發(fā)射率為ε=1.0；內(nèi)壁面施加均勻分布的壓力載荷p∞=1197 Pa；模型兩端位置約束條件采用固支約束。進(jìn)氣道前緣的幾何模型與文獻(xiàn)[19]中的圓柱前緣模型相一致，CFD網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化劃分，大小為201×111×11，在激波和近壁面附近進(jìn)行加密處理；FEM網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)化劃分，最小單元邊長(zhǎng)為0.5 mm。前緣材料采用鈦合金，其物理屬性見表2。

圖5 進(jìn)氣道前緣模型的載荷和位移約束條件Fig.5 Load and displacement restriction conditions of the leading edge

表2 鈦合金材料熱-結(jié)構(gòu)物理屬性Table 2 Physical properties of Titanium alloy

3.2 初始流場(chǎng)

圖6所示為該進(jìn)氣道前緣模型在初始t=0 s時(shí)刻的繞流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)云圖?？梢钥闯觯淞鲌?chǎng)結(jié)構(gòu)大致可以劃分為遠(yuǎn)場(chǎng)自由來流區(qū)及其產(chǎn)生的弓形激波區(qū)、入射激波波后自由來流區(qū)及其產(chǎn)生的弓形激波區(qū)。在這兩個(gè)弓形激波波后區(qū)之間產(chǎn)生由兩剪切層形成的“流管”，導(dǎo)致壁面壓力和熱流密度出現(xiàn)很高的極值。如圖7所示，相比于未受激波干擾的流動(dòng)，激波相互作用使壁面壓力系數(shù)增大約8倍，而使壁面熱流密度增大約5倍。由此可見，這種激波相互作用現(xiàn)象的存在將極大地放大外部流場(chǎng)的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱載荷作用，從而給飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)帶來更為嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。

(a) 壓強(qiáng)

(b) 溫度圖6 進(jìn)氣道前緣模型初始時(shí)刻繞流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.6 Flowfield structure around the leading edge at initial time

(a) 壁面壓力系數(shù)

(b) 壁面熱流密度圖7 進(jìn)氣道前緣壁面壓力系數(shù)和熱流密度分布Fig.7 Wall pressure coefficient and heat flux of the leading edge

3.3 流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合特性分析

圖8所示為進(jìn)氣道前緣模型的壁面溫度分布和變形量隨時(shí)間的演化歷程。由圖8(a)可以看出，由于激波相互作用而導(dǎo)致的高熱流猶如一道高強(qiáng)度能量束撞擊在壁面上，引起壁面被撞擊處的溫度隨時(shí)間迅速升高。在短短11 s時(shí)間內(nèi)，考慮輻射效應(yīng)的壁面溫度最高點(diǎn)已達(dá)至初始溫度的近8倍，遠(yuǎn)高于壁面駐點(diǎn)處的溫度及其溫升速度。同時(shí)也可以看到，在t=11 s時(shí)刻的壁面被撞擊處的溫升速度已經(jīng)明顯減弱，隨著時(shí)間的再持續(xù)，該位置將率先達(dá)到熱平衡狀態(tài)，而其他部位的壁面溫度會(huì)繼續(xù)升高，直至達(dá)到熱平衡狀態(tài)。從圖8(b)中可以看出，在激波相互作用導(dǎo)致的高熱流作用區(qū)域，壁面變形隨時(shí)間變化較快，變形量也最大；隨著時(shí)間的持續(xù)，壁面變形量最大點(diǎn)逐漸由激波相互作用的部位向駐點(diǎn)偏移。

圖9所示為進(jìn)氣道前緣模型的壁面熱流密度分布和壓力系數(shù)分布隨時(shí)間的演化歷程。壁面熱流密度隨壁面溫度的逐漸升高而減弱，體現(xiàn)了流-固之間傳熱的耦合性；隨著時(shí)間的不斷持續(xù)，最終將會(huì)達(dá)到熱平衡狀態(tài)；而壁面壓力受壁面溫度變化的影響不大，隨著時(shí)間的持續(xù)，壁面變形量逐漸增大，在壁面變形量最大區(qū)域，壓力開始有所增大。

(a) 壁面溫度分布

(b) 壁面變形量圖8 進(jìn)氣道前緣壁面溫度和變形量隨時(shí)間的演化歷程Fig.8 Time history of wall temperature and deformation of the leading edge

(a) 壁面熱流密度

(b) 壁面壓力系數(shù)圖9 進(jìn)氣道前緣壁面熱流密度和壓力系數(shù)隨時(shí)間演化歷程Fig.9 Time history of wall heat flux and pressure coefficient of the leading edge

圖10所示為進(jìn)氣道前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度分布和應(yīng)力分布隨時(shí)間的演化歷程。從圖10中可以直觀地看出，在高熱流撞擊作用下，熱量首先在撞擊區(qū)域附近的結(jié)構(gòu)內(nèi)部迅速累積，致使該處的結(jié)構(gòu)溫度迅速升高。隨著時(shí)間的持續(xù)，熱量不斷累積，逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域傳遞；結(jié)構(gòu)溫度也在不斷升高，逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域不斷延展。而且，激波相互作用撞擊區(qū)域附近的結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)應(yīng)力集中，隨著時(shí)間的持續(xù)也逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域延展。

(a) 結(jié)構(gòu)溫度分布

(b) 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布圖10 進(jìn)氣道前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度和應(yīng)力分布隨時(shí)間演化歷程Fig.10 Time history of structural temperature and stress distribution within the leading edge

綜上分析，由于激波相互作用，進(jìn)氣道前緣將遭受強(qiáng)烈的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱載荷沖擊，在實(shí)際飛行過程中即使作用時(shí)間很短，也足以造成熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的熱學(xué)和力學(xué)破壞，使其熱防護(hù)選材和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。而且，高超聲速飛行器繞流流場(chǎng)普遍存在激波相互作用現(xiàn)象，這些部位將會(huì)更長(zhǎng)時(shí)間地遭受激波相互作用的沖擊，因而其熱防護(hù)也同樣會(huì)變得更為嚴(yán)峻。

4 結(jié) 論

在高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析平臺(tái)HyCCD基礎(chǔ)上，針對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)氣道前緣進(jìn)行了初步分析。從中可以發(fā)現(xiàn)：激波相互作用使壁面壓力系數(shù)增大約8倍，而使壁面熱流密度增大約5倍。隨著時(shí)間的持續(xù)，流-固之間傳熱的耦合性使壁面最終達(dá)到熱平衡狀態(tài)，而熱量逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域傳遞；壁面變形量逐漸增大，在壁面變形量最大區(qū)域，壓力開始有所增大。在高熱流撞擊作用下，撞擊區(qū)域附近的結(jié)構(gòu)溫度迅速升高，集中應(yīng)力逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域不斷延展。這些規(guī)律的認(rèn)識(shí)和分析表明本文發(fā)展的HyCCD平臺(tái)有效地預(yù)測(cè)了持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間飛行條件下的熱/力耦合響應(yīng)時(shí)空分布特征和規(guī)律，可以用來分析更為真實(shí)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的高超聲速流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題，從而為熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的熱學(xué)/力學(xué)綜合性能評(píng)估以及進(jìn)一步完善防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)和分析工具。

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Fluid-thermal-structural coupling analysis on leading edge of hypersonic inlets

ZHANG Shengtao1,2, CHEN Fang1,*, LIU Hong1

(1.ShanghaiJiaoTongUniversity,Shanghai200240,China;2.AECCCommercialAircraftEngineCO.,LTD,Shanghai200241,China)

By analyzing the mechanism of hypersonic fluid-thermal-structural coupling problem, a multi-field coupling model was described mathematically and physically, and a loose coupling analysis strategy framework was developed.On the basis of this framework, a multi-field coupling analysis platform was realized by using adaptive coupling step-size, hybrid interpolation strategy, and mesh deformation method for complex configuration.A preliminary analysis was conducted on the coupling characteristics of the leading edge of hypersonic vehicle inlets.The calculated results reveal the temporal-spatial characteristics of the fluid-thermal-structural coupling problem in long-time aeroheating environments, and provide theoretical and technical support for the comprehensive performance evaluation and optimization of the thermal protection system of hypersonic vehicles.

hypersonic flow; inlet; fluid-thermal-structural coupling; thermal protection; adaptive coupling step-size; coupling strategy; shock interaction

0258-1825(2017)03-0436-08

2017-02-21;

2017-04-20

國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11102111,11672183,91641129)

張勝濤(1983-),男，山東聊城人，工程師，博士，研究方向：氣動(dòng)熱力學(xué)及多物理場(chǎng)耦合.E-mail: zhangst9656@163.com

陳方*(1977-)，男，安徽安慶人，副研究員，博士，研究方向：多物理場(chǎng)耦合與燃燒.E-mail：fangchen@sjtu.edu.cn

張勝濤, 陳方, 劉洪.高超聲速進(jìn)氣道前緣流場(chǎng)-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(3): 436-443.

10.7638/kqdlxxb-2017.0036 ZHANG S T, CHEN F, LIU H.Fluid-thermal-structural coupling analysis on leading edge of hypersonic inlets[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 436-443.

V434+.1

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0036