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流场/结构耦合传热算法在高超声速风洞结构传热分析中的应用

赵金山  
【摘要】:高超声速风洞在模拟飞行器高超声速飞行条件下的气动力/气动热现象时,其内部气体流动通常具有高马赫数、高温的特点,致使前室、喷管喉道、攻角机构等风洞部件处于高温环境下。在某些高超声速风洞中,高温气体长时间流经喷管喉道时,如果不进行水冷,喉道表面温度可能大幅升高,严重影响风洞的运行使用,例如,长时间气动加热产生的高温效应会导致风洞结构材料膨胀,以致改变喉道面积并影响喷管出口马赫数,导致风洞流场品质下降。在以往风洞结构设计中,对材料的热载荷仅进行简要工程估算,但随着风洞前室总温升高,风洞结构面临的加热现象越来越严重,仅进行工程估算已无法满足风洞精确设计的需要。 本文采用流场/结构耦合传热算法对风洞高温部件传热问题开展研究,分别建立了二维高温流场数值模拟方法、结构传热计算方法及流场/结构耦合传热计算方法。圆柱耦合传热数值模拟结果表明,本文建立的数值方法能够较好地模拟流场/结构耦合传热问题。在此基础上,本文通过编写流场/结构耦合传热自定义程序连接高超声速流场计算软件FASTRAN和多物理场计算软件ACE,完成三维耦合传热计算,并通过钝双锥算例进行了数值验证。对FD-17低密度风洞M12喷管及冷却水系统进行模拟结果表明,本文建立的方法用于风洞喷管传热计算是可行的。在此基础上,本文针对FD-22高温高超声速风洞M5.5喷管结构传热问题及HB-2标模在FD-20A高超声速风洞试验过程中内部测力天平热环境分别开展研究。结果表明,在试验过程中,FD-22风洞M5.5喷管的冷却水系统能够保证结构材料处于正常工作温度范围内;HB-2标模在FD-20A高超声速风洞试验过程中的传热计算结果表明其内部测力天平温度升高幅度很小,不会对试验数据测量产生影响。 全文共分五章。 第一章阐述了研究风洞高温部件热传导研究的重要性及国内外高温流场中结构传热计算研究进展,并提出了本文的研究内容。 第二章介绍了热传导和流体力学相关理论,并学习研究了流场/结构耦合传热理论,为下文耦合传热计算奠定基础。 第三章详细论述了本文采用的数值方法。首先介绍了本文数值求解流体力学控制方程的NND格式,然后介绍了离散热传导方程的Frankel-Duffort格式和古典显式格式,并对格式的稳定性及开展高维热传导的必要性进行了分析,最后介绍了流场/结构耦合传热算法。建立了二维流场模拟、结构传热和流场/结构耦合传热计算程序,并通过计算圆柱绕流算例对流场/结构耦合传热计算的有效性进行了验证。针对三维流场/结构耦合传热问题,本文采用耦合传热算法编写用户自定义模块,连接高超声速流场计算软件FASTRAN和多物理场计算软件ACE,并通过钝双锥耦合传热算例对此套方法的可靠性进行了数值验证。 第四章根据高超声速风洞设计和试验分析的需求,开展了FD-17低密度风洞、FD-22高温高超声速风洞喷管结构传热及HB-2标模及其内部测力天平在FD-20A高超声速风洞试验过程中热环境研究。首先对FD-17低密度风洞M12喷管及冷却水系统进行传热计算,验证了耦合传热算法用于风洞高温部件传热计算的可行性。在此基础上,针对正在进行技术改造的FD-22高温高超声速风洞M5.5喷管结构传热问题,模拟了风洞试验过程中,冷却水作用下喷管温度随时间变化过程,为该风洞技术改造提供了参考依据;针对HB-2标模及其内部测力天平在FD-20A高超声速风洞试验过程中的热环境开展的计算分析表明,该天平温升很小,不会影响试验数据。 第五章是本文的结束语。


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