高超声速飞行器多物理场双向耦合分析

摘要

气动热弹性耦合分析是高超声速飞行器研制过程中的关键难题，直接关系着飞行器热防护系统的设计，最终制约着高超声速飞行器的总体性能。本文在全面总结分析了热气动弹性方法的基础上，采用了一种多场耦合方法，利用接口软件将 FLUENT与ABAQUS的温度-位移求解器相结合，实现了各场之间的双向耦合求解。本文以类X-43飞行器头部为研究对象，利用该方法研究了典型高超声速飞行器头部的气动热分析以及热-结构分析。 本文首先模拟了经典的圆管扰流实例，得到的激波位置和形状与实验结果相吻合，然后对其流场特性和温度场特性与相关文献进行了对比分析，误差与国内外的同行相当，证明了这种方法的有效性，然后对结构场的热应力、热应变进行了分析。 分别用温度-位移耦合单元和热传递单元对圆管实例进行了仿真计算，结果表明使用热传递单元在 T=2s时刻的温度更高，这是因为热传递单元不考虑热应变对结构传热的影响，这说明了在进行高超声速飞行器热气动弹性分析时，热-结构的耦合作用不可忽略。 在以上研究基础之上，以类 X-43飞行器的头部为研究对象，在不同的工况下进行了仿真计算。讨论了高超声速飞行器钝头的半径对气动生热和波阻的影响，头部驻点处的对流换热与头部半径的曲率平方根成反比，而头部做成尖型可以降低激波产生的波阻，因此，头部设计应该采用折中方案或者利用热防护材料来降低热变形。 研究了相同马赫数下，不同攻角对结构升温和结构热变形的影响，结果表明攻角是影响飞行器头部热变形的关键参量，在高马赫数有攻角的工况下高超声速飞行器的热变形不可忽略。研究了相同攻角工况下，不同马赫数对结构升温和结构热变形的影响，结果表明马赫数越大，驻点温度越高，结构升温越快，结构热变形越大。

目录

声明

第1章绪论

1.1论文的研究背景及意义

1.2国内外研究现状

1.3论文的主要研究内容

第2章多场耦合求解理论基础

2.1计算流体力学基础理论

2.2结构力学与传热学基础理论

2.3多场耦合计算方法

2.4本章小结

第3章圆管模型的多物理场耦合分析

3.1 MpCCI非匹配网格的数据交换

3.2 MpCCI的耦合计算流程

3.3圆管绕流的流-固-热耦合分析算例

3.4本章小结

第4章类X-43飞行器多物理场耦合分析

4.1 X-43飞行器模型概述

4.2高超声速飞行器流场前处理与分析

4.3高超声速飞行器结构场前处理与设置

4.4不同工况计算结果及分析

4.5本章小结

结论

参考文献

致谢