[发明专利]一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法，从气动力、气动热、结构传热和结构应力/变形等物理场特征时间出发，在考虑现有计算资源和不降低耦合计算精度的前提下，有效减小了耦合分析方法的计算量，可用于高超声速飞行器实际结构的热气动弹性分析。本发明通过监控结构温度场的变化情况实现了耦合时间步长的动态调整，在有效保证耦合计算精度的情况下，大幅度提升耦合计算效率这一难题。该方法可有效实现高超声速飞行器整机结构或部件的热气动弹性特性分析；同时，对同样涉及飞行器流‑热‑固耦合计算问题也具备求解能力，譬如气动热与传热耦合问题、结构热安全性评估问题等。

主权项

一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、对流场和温度场进行初始化；步骤二、对ti时刻绕飞行器的流体域进行稳态流场计算，获得稳态流场近飞行器壁面的热流密度qw,i和壁面压力pw,i；步骤三、将稳态流场的壁面压力pw,i和壁面热流密度qw,i插值传递给飞行器结构表面，分别作为结构热应力/热变形计算的力边界载荷条件和结构热传导计算的热边界载荷条件；步骤四、基于施加的热边界载荷，自ti时刻开始在飞行器结构内进行瞬态热传导计算，并监控全飞行器结构的温升变化情况，当结构温升变化达到预设的最大温升阈值△Tmax时，停止热传导计算并将当前时刻记录为ti+1，同时保存ti+1时刻的结构温度场和结构壁面温度Tw,i+1；步骤五、计算ti+1时刻的结构位移场和动力响应特性；步骤六、将ti+1时刻的结构壁面温度Tw,i+1和壁面位移量Uw,i+1传递给流场；步骤七、返回步骤二进入下一个时间步长继续进行计算，直至耦合推进时间到达预设的结束时间tend。