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(jīng)濟和軍事價值吸引了眾多科技強國的關(guān)注，紛紛投入大量精力開展相關(guān)技術(shù)研究。高超聲速氣動加熱及其對應(yīng)的熱防護問題是高超聲速飛行器設(shè)計面臨的關(guān)鍵難題之一。隨著飛行速度越來越快，飛行器受到的氣動加熱越來越嚴(yán)重，需要的熱防護結(jié)構(gòu)也越來越復(fù)雜。傳統(tǒng)的氣動熱預(yù)測和結(jié)構(gòu)熱分析方法建模復(fù)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(jié)構(gòu)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(shè)計和選型優(yōu)化具有重要應(yīng)用價值。
　　本文采用邊界元法計算飛行器周圍無粘流場，結(jié)合氣動熱工程算法快速預(yù)測飛行器受到的氣動加熱;采用熱網(wǎng)絡(luò)法對多層熱防護結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(nèi)容歸納如下:
　　(1)研究高超聲速氣動熱快

3、速預(yù)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(fù)雜外形高超聲速飛行器的氣動熱快速預(yù)測。
　　(2)研究多層結(jié)構(gòu)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(wǎng)絡(luò)法建立多層結(jié)構(gòu)熱防護系統(tǒng)的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析模型，針對每層結(jié)構(gòu)建立等效節(jié)點，并給出節(jié)點等效熱導(dǎo)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(jié)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(zhì)量為目標(biāo)函數(shù)，對多層結(jié)構(gòu)熱防護系統(tǒng)的各層厚度進行優(yōu)化。
　　(3)研究主動冷卻結(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，該方法僅需對主動冷卻結(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，并對集成單元進行組集，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)點變量，最終得到只含結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(dǎo)了采用面力恢復(fù)法計算功能梯度材料邊界熱應(yīng)力的計算公式。采用該方法計算邊界熱應(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(shù)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(jié)構(gòu)傳熱耦合快速分析方法，可快速、準(zhǔn)確地預(yù)測飛行器受到的氣動加熱及其熱響應(yīng)。該耦合方法可用于高超聲速飛行器初始設(shè)計階段，為熱防護系統(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冷卻結(jié)構(gòu)的分析時間;對邊