肖光明，張超，桂業(yè)偉，杜雁霞,*，劉磊，魏東

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000

2. 西安交通大學(xué) 航天航空學(xué)院 機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710049

飛行器在大氣層中飛行時(shí)將面臨以空氣為流體介質(zhì)的復(fù)雜流動(dòng)和傳熱過(guò)程，不僅有機(jī)體表面高速可壓縮流動(dòng)條件下的強(qiáng)制對(duì)流換熱現(xiàn)象，同時(shí)存在低速不可壓縮流動(dòng)條件下的艙內(nèi)對(duì)流與導(dǎo)熱、輻射復(fù)合的復(fù)雜換熱現(xiàn)象。近年來(lái)，隨著國(guó)內(nèi)外新型飛行器的發(fā)展，特別是新一代臨近空間飛行器的出現(xiàn)，高空高速、長(zhǎng)航時(shí)、可重復(fù)天地往返等苛刻性能要求不斷提出，給飛行器艙內(nèi)熱安全帶來(lái)了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)[1]。由于艙內(nèi)高能密度儀器設(shè)備的廣泛使用，飛行器內(nèi)部的熱載荷以每5、6年增加一倍的速度增長(zhǎng)[2]。不適宜的工作溫度會(huì)縮短其使用壽命，從而降低系統(tǒng)可靠性。與此同時(shí)，鑒于一些飛行器的特殊使命，其機(jī)載設(shè)備對(duì)艙內(nèi)溫度環(huán)境也提出了越來(lái)越嚴(yán)苛的要求。因此，艙內(nèi)熱環(huán)境的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)已經(jīng)成為優(yōu)化飛行器熱控與防熱設(shè)計(jì)、減小系統(tǒng)冗余、提高飛行器有效載荷并保障飛行器熱安全的重要基礎(chǔ)[3]。

在采用密封式設(shè)計(jì)的情況下，飛行器艙內(nèi)流動(dòng)與傳熱過(guò)程主要表現(xiàn)為復(fù)雜空間內(nèi)多體、分散熱源作用下的空氣自然對(duì)流換熱、表面輻射熱傳遞及其與機(jī)身結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱、外部氣動(dòng)加熱的多物理機(jī)制耦合傳熱現(xiàn)象[4]。此外，在真實(shí)飛行條件下，艙內(nèi)熱環(huán)境將受到飛行彈道、設(shè)備布局、防熱及熱控設(shè)計(jì)等多種因素的綜合影響。由于內(nèi)在傳熱機(jī)制以及外部影響因素等耦合問(wèn)題的復(fù)雜性，飛行器艙內(nèi)復(fù)合傳熱特性的研究幾乎無(wú)法做到全區(qū)域、全時(shí)段的全耦合分析。同時(shí)，對(duì)艙內(nèi)熱環(huán)境的地面試驗(yàn)?zāi)M來(lái)說(shuō)，不僅試驗(yàn)成本高，而且存在熱載荷偏差大、重力環(huán)境不同、測(cè)試設(shè)備干擾及測(cè)量數(shù)據(jù)不足等諸多難題。

盡管伴隨著計(jì)算流體力學(xué)(CFD)與計(jì)算傳熱學(xué)(NHT)的飛速發(fā)展，針對(duì)各類(lèi)復(fù)雜流動(dòng)與傳熱過(guò)程的數(shù)值模擬技術(shù)均得到了較好的發(fā)展與應(yīng)用[5]，但由于飛行器艙內(nèi)耦合傳熱過(guò)程反映了不同傳熱機(jī)理及模型的相互作用，單一的數(shù)值計(jì)算方法在相關(guān)問(wèn)題的研究中存在較大限制，很難同時(shí)具備部件級(jí)瞬時(shí)傳熱特性與整機(jī)級(jí)全時(shí)溫度響應(yīng)的評(píng)估能力。目前，對(duì)于飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境的研究，國(guó)內(nèi)外研究人員通常采用成熟的商業(yè)軟件(如FLUENT、SINDA/FLUINT、I-DEAS等)進(jìn)行局部的流動(dòng)與傳熱過(guò)程模擬[6]，或者基于集總參數(shù)化方法的熱網(wǎng)絡(luò)法開(kāi)展整機(jī)熱分析[7]，較少關(guān)注局部特征與整體性能的相互關(guān)聯(lián)與影響。

針對(duì)飛行艙內(nèi)熱環(huán)境的精細(xì)化預(yù)測(cè)需求，在國(guó)家數(shù)值風(fēng)洞(NNW)工程支持下，本文以FL-CAPTER軟件平臺(tái)[8]為基礎(chǔ)，開(kāi)發(fā)了基于熱格子Boltzmann方法(TLBM)的艙內(nèi)對(duì)流換熱計(jì)算模塊，建立了可用于導(dǎo)熱-對(duì)流耦合傳熱數(shù)值仿真的TLBM-有限體積法(FVM)分區(qū)求解方法，并以典型飛行器儀器艙為研究對(duì)象，開(kāi)展了同時(shí)考慮結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)與設(shè)備散熱的艙內(nèi)熱環(huán)境綜合分析，為實(shí)現(xiàn)飛行器熱防護(hù)/熱管理一體化設(shè)計(jì)提供一定的技術(shù)支撐。

1 基于TLBM的對(duì)流換熱計(jì)算方法

對(duì)于低速不可壓縮對(duì)流換熱問(wèn)題，TLBM可以直接通過(guò)流體密度和聲速的狀態(tài)方程進(jìn)行壓力計(jì)算，而基于有限體積方法的SIMPLE(Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations)算法則需要額外進(jìn)行壓力修正方程的求解。此外，TLBM對(duì)于極端復(fù)雜幾何形狀的邊界條件處理更加簡(jiǎn)潔有效，根據(jù)近壁格子點(diǎn)的幾何權(quán)重前處理結(jié)果，采用適當(dāng)?shù)牧Ｗ臃瓷淠Ｐ涂梢詼?zhǔn)確地刻畫(huà)流體通過(guò)壁面的質(zhì)量、動(dòng)量及能量流量等邊界信息[9-10]。

考慮實(shí)際流體中質(zhì)量、動(dòng)量和能量傳遞的不同步性，采用基于多松弛時(shí)間模型的雙分布熱格子Boltzmann方法[11]，密度與溫度分布函數(shù)分別采用D3Q19和D3Q7離散速度模型[12]，設(shè)r為空間位置向量，t為計(jì)算時(shí)刻，對(duì)應(yīng)(r,t)時(shí)空演化方程的離散形式為

fi(r+eiδt,t+δt)-fi(r,t)=Ωi+δtFi

i=0,1,…,18

(1)

gj(r+ejδt,t+δt)-gj(r,t)=Λj

j=0,1,…,6

(2)

式中：ei和ej為離散速度矢量；δt為演化時(shí)間步長(zhǎng)；Fi為Bolzmann方程的作用力項(xiàng)；Ωi和Λj分別為密度分布函數(shù)fi(r,t)和溫度分布函數(shù)gj(r,t)的碰撞算子，具體表達(dá)式為

(3)

(4)

Bolzmann方程的作用力項(xiàng)Fi的具體表達(dá)式為

(5)

F=-gβ(T-Tref)

(6)

式中：g為重力加速度矢量；β為流體體積膨脹系數(shù)；T和Tref分別為流體實(shí)際溫度及參考溫度。

TLBM在應(yīng)用于真實(shí)飛行器艙內(nèi)對(duì)流換熱模擬時(shí)還存在復(fù)雜流/固界面的高效識(shí)別與高保真處理難題，為保證復(fù)雜曲面邊界的求解精度，進(jìn)一步基于非平衡態(tài)外推數(shù)據(jù)重構(gòu)，并結(jié)合流/固界面的自適應(yīng)分辨率識(shí)別方法(詳見(jiàn)2.2節(jié))發(fā)展了無(wú)滑移黏性壁面、給定速度、壓力及溫度等邊界類(lèi)型的通用處理格式。

2 TLBM-FVM耦合方法

2.1 時(shí)空耦合策略

針對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)傳熱與艙內(nèi)自然對(duì)流換熱的同時(shí)模擬需求，基于“分區(qū)求解、界面耦合”的思想[13]，發(fā)展了流體與固體分區(qū)求解的TLBM-FVM耦合策略，如圖1所示,其中，流體區(qū)域采用TLBM方法進(jìn)行空氣對(duì)流換熱的計(jì)算，g(t)為隨時(shí)間變化的重力加速度，qf(tf)為流體區(qū)域計(jì)算時(shí)刻tf對(duì)應(yīng)的壁面熱流；固體區(qū)域采用FVM方法進(jìn)行防熱結(jié)構(gòu)與儀器設(shè)備內(nèi)部溫度響應(yīng)的模擬，Ts(ts)為固體區(qū)域計(jì)算時(shí)刻ts對(duì)應(yīng)的壁面溫度，關(guān)于FVM數(shù)值方法的詳細(xì)介紹可參考文獻(xiàn)[14-15]。

圖1 TLBM-FVM的分區(qū)耦合策略Fig.1 Zonal coupling strategy of TLBM-FVM

當(dāng)熱量在流體與固體之間進(jìn)行跨介質(zhì)傳遞時(shí)，由于介質(zhì)間熱響應(yīng)時(shí)間的顯著差異，流/固耦合傳熱過(guò)程將呈現(xiàn)時(shí)間多尺度效應(yīng)。特別對(duì)于飛行器封閉艙內(nèi)以重力和溫差為主要驅(qū)動(dòng)力的自然對(duì)流換熱問(wèn)題，結(jié)構(gòu)及設(shè)備表面溫度變化將對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生直接影響，導(dǎo)熱與對(duì)流兩種傳熱機(jī)制之間存在強(qiáng)耦合關(guān)聯(lián)。因此，艙內(nèi)熱環(huán)境的預(yù)測(cè)將無(wú)法借鑒可用于飛行器外部氣動(dòng)熱與結(jié)構(gòu)傳熱耦合的準(zhǔn)平衡求解策略，即對(duì)流換熱與結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱分別采用穩(wěn)態(tài)與非穩(wěn)態(tài)計(jì)算模式。

采用TLBM進(jìn)行自然對(duì)流數(shù)值模擬時(shí)，為保證計(jì)算的穩(wěn)定性，一般要求時(shí)間步長(zhǎng)Δtf滿(mǎn)足

(7)

式中：Mamax為最大模擬馬赫數(shù)，對(duì)于不可壓縮流體的TLBM計(jì)算，通常要求Mamax≤0.3；Pr和Ra分別為無(wú)量綱的普朗特?cái)?shù)和瑞利數(shù)；Lref和ΔlTLBM分別為計(jì)算參考長(zhǎng)度與單個(gè)LBM格子對(duì)應(yīng)的真實(shí)物理長(zhǎng)度；v為流體黏性系數(shù)。

在采用Runge-Kutta方法進(jìn)行固體導(dǎo)熱的非穩(wěn)態(tài)求解時(shí)，時(shí)間步長(zhǎng)Δts需要滿(mǎn)足von Neumann穩(wěn)定條件：

(8)

式中：ΔlFVM為有限體積網(wǎng)格大小；αs為固體的熱擴(kuò)散系數(shù)。

根據(jù)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)Δtf和Δts，同樣可以初步判斷熱擾動(dòng)在不同區(qū)域傳播的特征時(shí)間大小。為兼顧耦合計(jì)算的精度及效率，進(jìn)一步考慮流/固耦合邊界熱擾動(dòng)特征時(shí)間Δtc(如熱載荷及溫度變化率等)，發(fā)展了異步迭代、協(xié)同推進(jìn)的TLBM-FVM時(shí)間耦合方法，如圖2所示,圖中Step 1)′表示下一輪迭代的Step 1)。具體步驟如下：

圖2 TLBM-FVM的時(shí)間耦合策略Fig.2 Time coupling strategy of TLBM-FVM

1) 根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻及前一時(shí)刻的TLBM計(jì)算結(jié)果給定FVM求解所需的邊界條件，流體域的界面信息向固體域傳遞。

2) FVM時(shí)間推進(jìn)，推進(jìn)步數(shù)M的具體計(jì)算表達(dá)式為

M=max(1, Δtc/Δts, Δtf/Δts)

(9)

3) 根據(jù)FVM計(jì)算結(jié)果，給定TLBM求解所需的邊界條件，固體域的界面信息向流體域傳遞。

4) TLBM時(shí)間演化，演化步數(shù)N為

N=max(1, Δtc/Δtf, Δts/Δtf)

(10)

5) 重復(fù)步驟1)～4)，直到計(jì)算結(jié)束時(shí)刻tend。

2.2 界面處理方法

在建立了TLBM-FVM時(shí)空耦合策略的基礎(chǔ)上，為提高TLBM對(duì)于復(fù)雜曲面邊界的適應(yīng)性，進(jìn)一步發(fā)展了自適應(yīng)分辨率的TLBM-FVM耦合界面識(shí)別算法，并基于FL-CAPTER軟件具有的高魯棒性數(shù)據(jù)插值方法實(shí)現(xiàn)了不同求解域之間的高效高精度D-N(Dirichlet-Neumann)信息交互。

圖3給出了熱格子Boltzmann計(jì)算網(wǎng)格與有限體積計(jì)算網(wǎng)格示意圖，BEl,n為第n塊FVM網(wǎng)格對(duì)應(yīng)的第l個(gè)邊界單元，NDijk,m為第m塊TLBM網(wǎng)格對(duì)應(yīng)的(i,j,k)格子點(diǎn)(實(shí)心代表流體域，空心代表固體域)，ISijkm,ln為邊界單元BEl,n與鄰近格子點(diǎn)NDijk,m方向射線(xiàn)的交點(diǎn)?？梢钥闯?，界面識(shí)別作為T(mén)LBM-FVM耦合計(jì)算前處理的關(guān)鍵問(wèn)題，其核心在于如何快速有效地求解FVM網(wǎng)格邊界單元與TLBM網(wǎng)格的交點(diǎn)ISijkm,ln，判斷格子點(diǎn)NDijk,m的流/固區(qū)域?qū)傩?，建立邊界單元BEl,n與對(duì)應(yīng)格子點(diǎn)NDijk,m的相互映射關(guān)系，從而為非平衡態(tài)外推數(shù)據(jù)重構(gòu)提供幾何權(quán)重，并指定界面數(shù)據(jù)插值的交互網(wǎng)格點(diǎn)信息。

圖3 TLBM-FVM的耦合界面示意圖Fig.3 Schematic diagram of TLBM-FVM coupling interface

圖4為T(mén)LBM-FVM耦合界面前處理的具體操作流程。首先，利用傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格或非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成技術(shù)完成固體區(qū)域的FVM網(wǎng)格生成，并提取對(duì)應(yīng)的邊界單元信息。其次，根據(jù)邊界單元所屬FVM網(wǎng)格的分塊信息及幾何大小自適應(yīng)設(shè)置TLBM網(wǎng)格的區(qū)域劃分及空間分辨率，完成格子點(diǎn)生成。在計(jì)算格子點(diǎn)不同方向射線(xiàn)與邊界單元交點(diǎn)之前，先進(jìn)行邊界單元相對(duì)格子空間的區(qū)域自適應(yīng)，通過(guò)格子射線(xiàn)與邊界單元交點(diǎn)范圍的合理判斷，可有效提升求解效率。然后，在獲得交點(diǎn)信息的基礎(chǔ)上，完成流體域、固體域及邊界等不同類(lèi)型格子點(diǎn)的標(biāo)識(shí)，找到邊界格子點(diǎn)至邊界單元的單向映射關(guān)系。最后，判斷邊界格子點(diǎn)至邊界單元的單向映射是否為滿(mǎn)射，即判斷是否所有的邊界單元都具有對(duì)應(yīng)的邊界格子點(diǎn)，當(dāng)邊界單元較小時(shí)，有可能與格子各方向射線(xiàn)均不存在交點(diǎn)，此時(shí)需要進(jìn)一步搜索鄰近的流體格子點(diǎn)與之對(duì)應(yīng)，進(jìn)而完成TLBM格子點(diǎn)與FVM網(wǎng)格邊界單元之間雙向映射關(guān)系的構(gòu)建。

圖4 TLBM-FVM耦合界面前處理流程圖Fig.4 Pre-processing flow chart of TLBM-FVM coupling interface

3 耦合算例驗(yàn)證

為驗(yàn)證TLBM-FVM耦合方法的有效性，對(duì)經(jīng)典的有限厚度平板表面對(duì)流換熱與結(jié)構(gòu)傳熱耦合問(wèn)題進(jìn)行了求解[16-17]，如圖5所示，圖中δT(x)和δ(x)分別表示溫度邊界層厚度及速度邊界層厚度，平板厚度δs=10 mm，參考長(zhǎng)度L=200 mm，底部恒溫邊界設(shè)置Tb=600 K，平板熱導(dǎo)率λs=0.288 4 W/(m·K)。入口不可壓縮空氣的來(lái)流速度U∞=12 m/s，溫度T∞=1 000 K，出口壓力P∞=1.03×105Pa。分別選取空氣密度ρ=0.352 5 kg/m3、普朗特?cái)?shù)Pr=0.662 9、動(dòng)力黏性系數(shù)μ=3.95×10-5kg/(m·s)，則平板表面流動(dòng)的參考雷諾數(shù)ReL為

(11)

圖5 有限厚度平板的耦合傳熱Fig.5 Conjugate heat transfer of a flat plate with finite thickness

圖6給出了基于TLBM-FVM耦合方法計(jì)算得到的平板表面對(duì)流換熱系數(shù)沿水平方向的分布曲線(xiàn)及中間位置(x=100 mm)沿厚度方向溫度分布曲線(xiàn)?？梢钥闯?，計(jì)算結(jié)果與Luikov[16]基于微分傳熱方程(DHT)及邊界層方程(BL)得到的理論值均吻合較好。

圖6 TLBM-FVM耦合驗(yàn)證算例計(jì)算結(jié)果Fig.6 Calculation results of TLBM-FVM coupled verification example

4 艙內(nèi)熱環(huán)境耦合分析算例

4.1 幾何模型

如圖7所示，針對(duì)典型飛行器儀器艙開(kāi)展艙內(nèi)熱環(huán)境耦合分析建模研究，其幾何模型主要包括防熱結(jié)構(gòu)及各類(lèi)儀器設(shè)備。防熱結(jié)構(gòu)由CMCs(Ceramic Matrix Composites)一體化尖銳前緣、高溫合金防熱層及隔熱內(nèi)襯3部分組成，艙內(nèi)則裝填有10個(gè)儀器設(shè)備，其中設(shè)備4和設(shè)備8為供電裝置，其他大部分為測(cè)控設(shè)備。模擬艙段的總長(zhǎng)為1.5 m，總寬為0.5 m，前緣半徑為3 mm，楔角為10°，艙段防/隔熱層總厚度為15 mm。

圖7 典型飛行器儀器艙結(jié)構(gòu)模型、設(shè)備布局及基本尺寸Fig.7 Structural model, equipment layout and basic size of a typical aircraft instrument cabin

重點(diǎn)研究結(jié)構(gòu)/設(shè)備熱傳導(dǎo)與艙內(nèi)空氣對(duì)流換熱的耦合傳熱特性，暫時(shí)不考慮不同設(shè)備之間的直接接觸，各設(shè)備主要通過(guò)空氣對(duì)流進(jìn)行間接換熱，同時(shí)忽略設(shè)備表面的輻射換熱影響。

4.2 計(jì)算參數(shù)

飛行器儀器艙的外部熱載荷數(shù)據(jù)主要通過(guò)FL-CAPTER軟件平臺(tái)的數(shù)值氣動(dòng)熱計(jì)算模塊分析獲得。當(dāng)飛行器以馬赫數(shù)10、攻角0°在高度30 km處進(jìn)行巡航飛行時(shí)，300 K冷壁面條件下的表面熱流Qc及絕熱壁面條件的表面溫度Tinf計(jì)算結(jié)果如圖8所示，圖中黑色線(xiàn)為飛行器氣動(dòng)外形的輪廓線(xiàn)，包括迎風(fēng)面(Windward)和背風(fēng)面(Leeward)。

圖8 典型飛行器儀器艙氣動(dòng)熱載荷條件Fig.8 Aerodynamic heat load conditions of a typical aircraft instrument cabin

在不進(jìn)行氣動(dòng)熱耦合求解的前提下，為進(jìn)一步考慮結(jié)構(gòu)表面溫度升高后壁溫對(duì)氣動(dòng)加熱熱流及表面輻射散熱的影響，防熱結(jié)構(gòu)外部?jī)魺彷d荷Qin的計(jì)算條件采用熱壁修正形式：

(12)

式中：Tw和Tamb分別為結(jié)構(gòu)壁溫及環(huán)境溫度；ε為表面輻射散熱系數(shù)；σ為Stephan-Boltzmann常數(shù)。對(duì)于非氣動(dòng)加熱面，如飛行器儀器艙側(cè)面及尾部端面，均采用絕熱邊界進(jìn)行處理。

表1給出了各艙內(nèi)儀器設(shè)備的發(fā)熱功率，考慮設(shè)備4和設(shè)備8發(fā)熱量較大，溫升較快，通常需要對(duì)其進(jìn)行額外的溫度控制，模擬時(shí)可以考慮直接設(shè)置為恒溫邊界。研究中設(shè)備4和設(shè)備8的表面溫度均取為320 K，同時(shí)整個(gè)計(jì)算過(guò)程中設(shè)備都處于開(kāi)啟狀態(tài)。

表1 艙內(nèi)設(shè)備發(fā)熱功率Table 1 Heating power of cabin equipment

除了內(nèi)/外熱載荷外，壓力及重力條件也會(huì)對(duì)飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境分析計(jì)算產(chǎn)生重要影響。分別選取艙內(nèi)壓力為1個(gè)大氣壓，重力加速度大小為9.81 m/s2。經(jīng)初步估算，當(dāng)最大溫差為50 K時(shí)，以飛行器結(jié)構(gòu)艙段總長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度，表征自然對(duì)流強(qiáng)弱的瑞利數(shù)將高達(dá)109量級(jí)，向基于TLBM的對(duì)流換熱模擬能力提出了較大挑戰(zhàn)。

4.3 計(jì)算結(jié)果與分析

針對(duì)4.1節(jié)中典型飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境耦合分析模型進(jìn)一步開(kāi)展了TLBM-FVM耦合數(shù)值模擬能力測(cè)試，F(xiàn)VM的計(jì)算網(wǎng)格規(guī)模為15.7萬(wàn)，耦合邊界單元數(shù)約2萬(wàn)。為保證高Ra數(shù)下TLBM的計(jì)算精度及穩(wěn)定性，其模擬的格子總數(shù)達(dá)10.6億。

經(jīng)測(cè)試，采用本文發(fā)展的自適應(yīng)分辨率界面識(shí)別方法，完成FVM的耦合邊界單元與TLBM網(wǎng)格的交點(diǎn)計(jì)算、區(qū)域判斷及雙向映射建立的總時(shí)長(zhǎng)僅為100 s左右，計(jì)算機(jī)的CPU型號(hào)為Intel?Xeon?Gold 6244，大幅提高了TLBM-FVM方法對(duì)復(fù)雜工程問(wèn)題的模擬效率。

同時(shí)，選取耦合特征時(shí)間Δtc=1 s，計(jì)算結(jié)束時(shí)刻tend=70 s。TLBM求解器采用8張32 G顯存的Tesla V100 GPU卡進(jìn)行加速運(yùn)算，完成TLBM-FVM耦合計(jì)算的CPU總時(shí)長(zhǎng)約為480 h。

圖9和圖10展示了基于TLBM-FVM分區(qū)耦合方法的飛行器結(jié)構(gòu)傳熱響應(yīng)與艙內(nèi)自然對(duì)流溫度場(chǎng)及流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果，同時(shí)給出了耦合界面的熱流及溫度交互情況。由圖9可以看出，受氣動(dòng)熱載荷的直接影響，防熱結(jié)構(gòu)的高溫區(qū)主要集中在尖前緣與第2級(jí)壓縮面上，且70 s后壓縮面上的熱量已滲透至儀器艙內(nèi)部，對(duì)應(yīng)內(nèi)表面的溫度明顯升高。同時(shí)，設(shè)備4與設(shè)備8作為儀器艙內(nèi)的主要高溫面，在浮升力驅(qū)動(dòng)下將產(chǎn)生上升熱羽流，從而使設(shè)備上部的結(jié)構(gòu)溫度升高。由圖10可以看出，盡管在內(nèi)/外載荷的共同作用下，艙內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，但由于內(nèi)部空氣溫度整體較低，自然對(duì)流換熱較為強(qiáng)烈的區(qū)域仍然集中在高溫設(shè)備附近。

圖9 FVM計(jì)算結(jié)果及耦合界面?zhèn)鬟f數(shù)據(jù)(t=70 s)Fig.9 Calculation results and coupling interface transfer data of FVM (t=70 s)

圖10 TLBM計(jì)算結(jié)果及耦合界面?zhèn)鬟f數(shù)據(jù)(t=70 s)Fig.10 Calculation results and coupling interface transfer data of TLBM (t=70 s)

研究結(jié)果表明，采用TLBM-FVM耦合方法進(jìn)行飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境數(shù)值模擬，不僅能同時(shí)獲得艙內(nèi)熱量整體傳輸性能及局部分布特征，而且可以綜合考慮防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與儀器設(shè)備布局對(duì)艙內(nèi)熱環(huán)境的影響，TLBM-FVM耦合方法可為實(shí)現(xiàn)飛行器艙內(nèi)/外一體化熱管理設(shè)計(jì)提供分析工具。

5 結(jié) 論

本文發(fā)展了基于多松弛時(shí)間模型的熱格子Boltzmann方法，提出了分區(qū)求解、協(xié)同推進(jìn)的時(shí)空耦合策略及自適應(yīng)分辨率的流/固界面識(shí)別算法，建立了基于TLBM-FVM耦合的飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境跨尺度預(yù)測(cè)方法，并以典型飛行器儀器艙為對(duì)象開(kāi)展了耦合分析模型研究及數(shù)值模擬，驗(yàn)證了耦合計(jì)算方法的有效性。得到的主要結(jié)論如下：

1) 采用自適應(yīng)分辨率的流/固界面識(shí)別算法可以實(shí)現(xiàn)十億量級(jí)以上大規(guī)模TLBM計(jì)算網(wǎng)格的高效預(yù)處理，包括交點(diǎn)求解、區(qū)域判斷及邊界映射等，為進(jìn)一步發(fā)展TLBM-FVM耦合界面的數(shù)據(jù)重構(gòu)及交互技術(shù)奠定基礎(chǔ)。

2) 在內(nèi)/外熱載荷的共同作用下，飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境的形成及演化機(jī)制通常較為復(fù)雜，為深入探索艙內(nèi)熱量及耗散機(jī)理，實(shí)現(xiàn)給定約束條件下艙內(nèi)流動(dòng)及傳熱過(guò)程的優(yōu)化設(shè)計(jì)，有待于借助TLBM-FVM耦合分析手段系統(tǒng)開(kāi)展防熱結(jié)構(gòu)、設(shè)備布局、環(huán)境參數(shù)等不同因素對(duì)艙內(nèi)熱環(huán)境的影響規(guī)律研究。

致 謝

感謝西安交通大學(xué)王嫻教授研究團(tuán)隊(duì)及李明佳教授研究團(tuán)隊(duì)對(duì)熱格子Boltzmann數(shù)值模擬技術(shù)發(fā)展提供的建議與支持。