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結(jié)構(gòu)隔絕內(nèi)-外空間的流-熱-固耦合仿真應(yīng)用

2015-03-28 08:07王一丁謝云愷童明波
空氣動力學(xué)學(xué)報 2015年2期
關(guān)鍵詞:壁面氣動流場

郭 亮,王一丁,黃 立,謝云愷,童明波

(1.中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所,四川成都 610091;2.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院,江蘇南京 210016)

結(jié)構(gòu)隔絕內(nèi)-外空間的流-熱-固耦合仿真應(yīng)用

郭 亮1,2,*,王一丁1,2,黃 立2,謝云愷2,童明波2

(1.中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所,四川成都 610091;2.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院,江蘇南京 210016)

為驗證和指導(dǎo)高速飛行器的防隔熱設(shè)計,準(zhǔn)確地模擬氣動熱產(chǎn)生的熱量穿透防隔熱材料進(jìn)而影響艙內(nèi)溫度空間分布和時間變化的過程,研究了一種同時求解機體外流場及氣動熱、機體結(jié)構(gòu)傳熱及艙內(nèi)流場溫度場仿真計算方法,其中的傳熱方式包括熱傳導(dǎo)、熱對流及熱輻射。采用兩套計算模型、兩種求解器、一個數(shù)據(jù)交換文件的計算結(jié)構(gòu),構(gòu)建了一種針對流場-熱-結(jié)構(gòu)的多場耦合分析方法,實現(xiàn)了對固體隔絕內(nèi)外流場溫度動態(tài)變化問題的仿真分析。最后通過計算實例驗證了整套計算方法,得到的飛行器艙內(nèi)溫度變化特性能夠用于指導(dǎo)高速飛行器的防隔熱設(shè)計。

多場耦合;溫度場;結(jié)構(gòu)隔絕;氣動熱;流熱固耦合

0 引 言

當(dāng)飛行器較長時間以馬赫數(shù)3以上的速度飛行,由于受到氣動加熱的影響,飛行器蒙皮的溫度將急劇上升,熱量通過機體結(jié)構(gòu)向艙室內(nèi)部傳遞,使艙內(nèi)環(huán)境條件發(fā)生變化,如若不加以防護(hù)和控制,將對艙內(nèi)的各種設(shè)備的正常工作產(chǎn)生不利影響。因此,氣動熱問題,以及在此基礎(chǔ)上的防隔熱設(shè)計需要在設(shè)計階段段進(jìn)行重點關(guān)注。其中,準(zhǔn)確預(yù)測氣動加熱、結(jié)構(gòu)溫度分布及艙內(nèi)溫度分布,是確定飛機艙內(nèi)熱環(huán)境及進(jìn)行防隔熱設(shè)計的一個重要前提。

從物理原理出發(fā),氣動熱問題的實質(zhì)是由高速可壓縮流動熱力學(xué)、粘性附面層能量轉(zhuǎn)換、熱輻射、熱對流以及熱傳導(dǎo)等多種條件共同決定的。若忽略各個學(xué)科之間的耦合效應(yīng),僅采用氣動熱-結(jié)構(gòu)傳熱獨立求解的方法,則分析結(jié)果勢必會存在一定誤差。因此,有必要探索一種能夠在工程設(shè)計中應(yīng)用的氣動加熱-固體傳熱-艙內(nèi)熱環(huán)境的耦合分析方法。

為了準(zhǔn)確模擬飛行器表面的氣動熱及結(jié)構(gòu)傳熱,進(jìn)而開展防隔熱設(shè)計,國內(nèi)外學(xué)者開展了大量的流動-熱-結(jié)構(gòu)耦合計算的研究。1987年Wieting等[1-2]采用氣動加熱/結(jié)構(gòu)耦合方法模擬了激波相互作用下的圓柱殼前緣,并進(jìn)行了高溫風(fēng)洞試驗,成為耦合計算的標(biāo)準(zhǔn)算例。1989年,Dechaumphai等[3]采用有限元法對二維圓柱進(jìn)行了氣動熱/結(jié)構(gòu)傳熱耦合計算。2011年,Culler等[4]通過耦合工程方法和Nastran對高超聲速飛行器進(jìn)行了氣動-熱-結(jié)構(gòu)變形的分析,并對定常分析、準(zhǔn)定常分析及非定常分析進(jìn)行了對比研究。2011年,Blades等[5]通過耦合氣動熱求解器和結(jié)構(gòu)有限元求解器對高超聲速飛行器外形進(jìn)行了分析,其中結(jié)構(gòu)求解器采用了ABAQUS,而氣動熱求解器分別采用了CHEM CFD和工程軟件MINIVER兩種方式進(jìn)行對比研究。2000年,黃唐等[6]人采用松耦合方法對二維圓柱進(jìn)行了模擬,其中流場采用了有限差分方法,結(jié)構(gòu)傳熱采用了有限元方法。2002年,耿湘人等[7]采用了一種將氣體流動和固體傳熱作為統(tǒng)一物理現(xiàn)象的一體化計算方法,并對二維圓柱進(jìn)行了模擬。2003年,夏剛等[8]采用有限體積法結(jié)合有限元法的方式進(jìn)行二維氣動熱/結(jié)構(gòu)傳熱耦合計算,并研究了松耦合及緊耦合方法對結(jié)果的影響。2010年,李鵬飛[9]采用緊耦合的方法研究了類航天飛機的機頭結(jié)構(gòu)與高速流場的耦合傳熱問題,其中流體區(qū)域和固體區(qū)域都采用了有限差分方法。2011年張兵[10]開發(fā)了基于現(xiàn)有商業(yè)軟件FASTRAN和ANSYS的用于多物理場耦合計算的接口平臺。2012年,耿丹萍[11]基于氣動熱-氣動彈性雙向耦合的思路,建立了氣動力、氣動熱、熱傳導(dǎo)和氣動彈性的耦合計算平臺。2013年,黃杰[12]采用松耦合的計算方法,利用MPCCI耦合Fluent和Abaqus進(jìn)行了氣動熱-結(jié)構(gòu)傳熱耦合分析。2014年,陳鑫等[13]基于工程估算方法對進(jìn)行了翼面氣動加熱、輻射換熱與瞬態(tài)熱傳導(dǎo)的耦合分析。上述研究主要集中在耦合氣動熱及結(jié)構(gòu)傳熱進(jìn)行求解,未進(jìn)一步考慮艙內(nèi)流場相關(guān)問題,以及艙內(nèi)溫度場的變化和影響,不能得到艙內(nèi)準(zhǔn)確的溫度分布以指導(dǎo)防隔熱和環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計。

本文采用了兩套計算模型,兩種求解器及一個數(shù)據(jù)交換文件的計算結(jié)構(gòu),構(gòu)建了一種針對流場-熱-結(jié)構(gòu)的多物理場耦合分析方法。將艙外區(qū)域作為一套模型,而艙壁結(jié)構(gòu)區(qū)域及艙內(nèi)區(qū)域作為一套模型。兩套模型分別采用一種有限體積法求解器進(jìn)行瞬態(tài)求解,并通過一個數(shù)據(jù)交換文件傳遞艙外壁面處的瞬態(tài)熱流及溫度實現(xiàn)緊耦合計算。氣動熱求解采用單獨的求解器可以方便的進(jìn)行緊耦合及松耦合比較研究,也可以針對具體工程問題選擇合適工程估算方法同結(jié)構(gòu)傳熱及艙內(nèi)流場進(jìn)行耦合求解。通過本文的分析方法,不僅實現(xiàn)了艙外氣動熱-艙壁結(jié)構(gòu)傳熱的耦合求解,同時瞬態(tài)分析了艙內(nèi)流場及溫度場的動態(tài)演化特性,驗證了相關(guān)隔熱設(shè)計的正確性。通過本文的方法,可為高速飛行器防隔熱設(shè)計提供重要仿真手段,并為艙內(nèi)環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計提供設(shè)計輸入條件。

1 計算方法

本文所提出的基于多物理場耦合理論的計算方法在艙外流體區(qū)域、艙體結(jié)構(gòu)及艙內(nèi)流體區(qū)域,分別采用兩套計算模型、兩套計算方法,并通過一個數(shù)據(jù)交換文件,完成在一次仿真計算當(dāng)中完整的模擬艙外氣動加熱、艙壁熱傳導(dǎo)、機艙內(nèi)部對流、輻射及傳導(dǎo)現(xiàn)象。整個計算模型如圖1所示意。

圖1 計算模型簡圖Fig.1 Sketch of simulation model

1.1 艙外高速氣動熱計算

艙外流場指飛行器所處的外流場,由相應(yīng)的邊界條件構(gòu)成,如圖1所示。艙外流場部分的控制方程采用基于理想氣體假設(shè)的無化學(xué)反應(yīng)非定常層流可壓縮Navier-Stokes方程,在計算坐標(biāo)系下的微分形式如下:

式中,Q為守恒變量,F(xiàn)、G、H為無粘通量,F(xiàn)v、Gv、Hv為粘性通量,ξ、ψ、ζ為計算坐標(biāo)系下三個方向的坐標(biāo),S為源項。

氣體滿足理想氣體狀態(tài)方程:

其中:ρ為密度,p為壓力,T為溫度,R為摩爾氣體常數(shù)。

使用有限體積法對流體控制方程進(jìn)行離散求解,其中無粘通量采用中心差分格式,粘性通量采用Roe’s FDS離散格式[14],并使用二階Min-Mod限制器[15]。為了避免FDS類格式可能出現(xiàn)的非物理解,在此引入了Harten-Yee型熵修正方法[16]。時間離散格式采用雙時間步法的隱式時間離散方法[17]。因為對于高速流動問題,即使是隱式格式,時間步長的選取也將受到很大的限制,需要維持在一個很小的值,這樣的求解效率對于工程實際應(yīng)用來講是不能接受的;而對于雙時間步法,每一步迭代都是以偽時間步長推進(jìn),真實的物理時間步長從理論上講可以任意選取,而不會對穩(wěn)定性產(chǎn)生影響,從而大大提高了計算效率??紤]到為了提高熱流計算精度,外部流場的計算網(wǎng)格數(shù)量可能會比較大,因此在計算外流場時采用并行計算,可以在保證精度的基礎(chǔ)上大大節(jié)省計算時間。

1.2 機艙結(jié)構(gòu)傳熱及艙內(nèi)流動傳熱計算

艙壁結(jié)構(gòu)區(qū)是指艙段周圍的結(jié)構(gòu)框、壁、地板形成封閉的艙室,艙內(nèi)流場區(qū)是指艙段內(nèi)部的空間,如圖1所示。由于艙內(nèi)流場主要為低速不可壓流體,密度為常數(shù),如式(3)所示:

對于不可壓流體,適合采用分離式解法。因此本文采用基于同位網(wǎng)格的PISO算法進(jìn)行求解方程(1)。同時通過Boussinesq假設(shè)考慮艙內(nèi)溫度變化對動量方程中源項的影響。源項的方程形式如下:

式中,ρ0為參考密度,g為重力加速度,β為熱膨脹系數(shù),Tf為艙內(nèi)流體溫度,T0為參考溫度。取艙內(nèi)初始溫度及密度為參考溫度及參考密度。

艙壁結(jié)構(gòu)傳熱求解基于各向同性假設(shè)的非穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)方程,計算坐標(biāo)系下的方程形式如下:

式中,ρs為結(jié)構(gòu)密度,cp為比熱,k為導(dǎo)熱系數(shù),Ts為溫度,f、g、h分別為溫度在坐標(biāo)系三個方向的空間導(dǎo)數(shù)。其中k為溫度的函數(shù)。艙壁結(jié)構(gòu)區(qū)域空間上采用中心差分格式的有限體積法進(jìn)行求解,時間上采用歐

式中,qw為壁面上單位面積熱流量;αw為壁面對流換熱系數(shù);cpw為壁面氣體比熱;hr為氣體的恢復(fù)比焓;hw為壁面氣體比焓;ε為輻射率;σ為斯忒藩·玻耳茲曼常量;Tw為壁面氣體溫度。在定常狀態(tài)下qw=0,此時的Tw即為平衡溫度。

1.4 耦合求解方法

整個耦合求解結(jié)構(gòu)由兩個模型、兩個求解器和一個數(shù)據(jù)交換文件組成,如圖2所示。內(nèi)/外流與熱/固耦合求解時,外部流場會讀取文件中由結(jié)構(gòu)傳熱求解的壁面溫度作為邊界條件,求解后將求得的壁面熱流保存在外部文件中。在進(jìn)行艙內(nèi)計算時,通過文件讀取外部流場計算生成的壁面熱流,在正確的讀入熱流并且計算完畢之后會將結(jié)果中的壁面溫度反饋給外部流場開展下一步的熱流計算,從而實現(xiàn)兩者之間的實時耦合。其中,內(nèi)外兩套網(wǎng)格按節(jié)點一一對應(yīng)關(guān)系拉法推進(jìn)[17]。

由于艙體結(jié)構(gòu)傳熱的時間尺度遠(yuǎn)大于艙外氣動熱的時間尺度,同艙內(nèi)自然對流的時間尺度接近。因此艙體結(jié)構(gòu)傳熱同艙內(nèi)對流輻射作為同一計算模型,采用同一時間步長,在每步求解時進(jìn)行內(nèi)迭代,直到艙體結(jié)構(gòu)溫度場與艙內(nèi)流場溫度場均滿足收斂條件。

1.3 機艙外壁邊界條件

圖2 計算流程示意圖Fig.2 Sketch of simulation process

艙外高速氣流與機艙外壁之間主要通過對流換熱、凹面輻射傳熱和激波層輻射換熱將氣動熱傳遞給艙壁,通過表面輻射將熱量傳遞到外部空間,并通過結(jié)構(gòu)傳熱將能量傳遞到結(jié)構(gòu)內(nèi)部。在不考慮凹面輻射計激波層輻射的情況下,壁面熱平衡公式為:構(gòu)建,保證兩個求解器在調(diào)用壁面邊界上每個節(jié)點信息時完全對應(yīng),這樣既提高了數(shù)據(jù)交換的效率,又避免了數(shù)據(jù)插值引起的精度降低問題。需要指出的是,由于外流場為高速可壓流體,時間尺度較小,而內(nèi)流場為低速不可壓流體,時間尺度較大,因此內(nèi)、外兩部分的計算采用了不同的求解器和不同的時間步長來提高各區(qū)域求解的精度及收斂效率。同時,為了保證整個仿真計算的時間精度,本文通過控制數(shù)據(jù)交換文件的時刻,確保內(nèi)、外兩部分計算的物理時間是保持一致的。

2 計算條件

本文通過選擇飛行器機身中部機腹附近的一個艙段,將相關(guān)的仿真過程作為算例來驗證本文的計算方法。設(shè)定飛行器來流馬赫數(shù)為3.5,并按圖3確定艙室的幾何模型以及內(nèi)部溫度邊界條件,圖4顯示的是機艙的結(jié)構(gòu)模型由三部分組成,分別為:結(jié)構(gòu)層(艙門結(jié)構(gòu)),中間層(膠層)與隔熱層(隔熱材料)。機艙的三層密度、比熱、熱導(dǎo)率數(shù)據(jù)如表1所示。

圖3 艙段半模模型以及溫度邊界條件Fig.3 Half model of the simulation and temperature boundary conditions

圖4 艙門結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of the bay door

表1 機艙各層材料屬性Table 1 Material properties of the bay door

3 計算結(jié)果與分析

計算中發(fā)現(xiàn)氣動熱的時間尺度較小可以迅速穩(wěn)定,隨后受到結(jié)構(gòu)溫度變化而有所波動,如圖5所示為機艙外表面平均熱流的變化過程。

圖5 機艙外表面平均熱流變化Fig.5 History of mean heat flux at the out surface of bay door

氣動加熱可以迅速穿透結(jié)構(gòu)層,傳導(dǎo)到中間層,使結(jié)構(gòu)中間層的溫度也達(dá)到與外流場壁面相同的溫度,如圖6所示為第5s時的溫度分布狀態(tài)。

圖6 艙門橫截面溫度分布Fig.6 Temperature distribution at the middle cut of bay door

而隔熱層由于熱導(dǎo)率較低,能大大延緩了熱量的傳導(dǎo)。從圖7可以看出30s以前隔熱層溫度幾乎沒有變化,到30s后才對艙體內(nèi)壁有了微弱的加熱效果,證明隔熱材料能夠發(fā)揮十分良好的隔熱作用。

隨著時間的推移外流場對艙體的氣動加熱穿透了隔熱層,開始對艙內(nèi)流場進(jìn)行加熱。圖8給出了30s后艙內(nèi)溫度的變化過程。艙內(nèi)的主要傳熱方式為熱對流。圖9給出了第60s的速度矢量圖,看以明顯看出由于上下壁面溫差引起的渦流分布。圖10給出了第60s的速度分布,可以看出此時最大速度為0.31m/s。

如圖11(a)所示,選取艙段對稱面中間截面上的五個特征點,觀察溫度變化情況。由圖11(b)可以看出,在計算的30s時間內(nèi),結(jié)構(gòu)層和中間層的A、B、C點溫度迅速趨于收斂平衡,而隔熱層內(nèi)側(cè)D點及艙內(nèi)E點的溫度變化不大。30s后,氣動加熱對結(jié)構(gòu)層和中間層溫度影響不大,而此時隔熱層內(nèi)側(cè)D點及艙內(nèi)E點受氣動熱影響,溫度平穩(wěn)升高。

圖7 艙門橫截面溫度分布Fig.7 Temperature distribution at the middle cut of bay door

圖8 艙內(nèi)橫截面溫度分布Fig.8 Temperature distribution at the middle cut of bay

圖9 艙內(nèi)橫截面速度矢量分布Fig.9 Flow vector at the middle cut in the bay

圖10 艙內(nèi)橫截面速度分布Fig.10 Velocity distribution at the middle cut in the bay

圖11 五個關(guān)鍵位置的溫度變化Fig.11 Temperature histories of five key points

4 結(jié) 論

通過對聯(lián)合CFD求解器與多物理場求解器的研究,本文得出了一種耦合計算方法,并應(yīng)用這種方法對高馬赫數(shù)飛行器內(nèi)部艙溫問題進(jìn)行了計算分析,全文得到的重要結(jié)論如下:

(1)采用兩套模型、兩種求解器、一個數(shù)據(jù)交換文件的計算構(gòu)架,可以完成流/熱/輻射多場耦合的固體隔絕內(nèi)外流溫度動態(tài)變化的仿真分析;

(2)通過壁面條件交換文件的形式解決了艙外氣動熱求解器和艙體結(jié)構(gòu)及艙內(nèi)流場求解器之間的數(shù)據(jù)交換問題;

(3)通過本文建立的方法,可對較為復(fù)雜的防隔熱設(shè)計進(jìn)行仿真計算,得到的艙溫分布則可進(jìn)一步指導(dǎo)環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計工作。

本文論述的計算方法由于實時耦合了結(jié)構(gòu)、內(nèi)部流場、輻射等熱問題相關(guān)量,因此在計算量上遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于一般的氣動熱CFD計算,但是其在物理上的完整性和精確性是傳統(tǒng)氣動熱計算所難以企及的??紤]到工程應(yīng)用,還需要在外部流場的迭代步長、計算精度、收斂性之間做進(jìn)一步研究,以提高整個計算的效率。

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Fluid-thermal-structural coupled method for flow and temperature distribution of inner-outer flow field isolated by structure

Guo Liang1,2,Wang Yiding1,2,Huang Li2,Xie Yunkai2,Tong Mingbo2
(1.AVICChengduAircraftDesignandResearchInstitute,Chengdu610091,China;2.CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)

For a purpose of verification and optimization of the thermal insulation design of a high speed aircraft,an accurate method is need to complete a simulation of inner heat transfer process caused by outer high speed aero-thermal flow.Therefor a simulation method that can solve outer fluid field and its aero-thermal,structural thermal conduction and inner fluid temperature distribution is studied,where heat transfer methods include conduction,convection,and radiation.The method adopt a structure of two models,two solvers and one transfer file,which constructs a fluid-thermal-structural multiple physical coupled method so as to realize transient temperature simulation and analysis in a inner fluid field which is isolated by solid structure with outer fluid field.In the end,an example is given to verify the whole method,and the results can be used to guide the thermal insulation design of a high speed aircraft.

multiple physical fields;temperature distribution;structural isolation;aero-thermal;fluid-thermal-structural coupled

V211.3

:Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0134

0258-1825(2015)02-0272-06

2014-09-19;

:2014-12-01

郭亮*(1983-),男,山西人,博士研究生,工程師,研究方向:飛行器總體設(shè)計.E-mail:guoliang@nuaa.edu.cn

郭亮,王一丁,黃立,等.結(jié)構(gòu)隔絕內(nèi)-外空間的流-熱-固耦合仿真應(yīng)用[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2015,33(2):272-277.

10.7638/kqdlxxb-2014.0134 Guo L,Wang Y D,Huang L,et al.Fluid-thermal-structural coupled method for flow and temperature distribution of inner-outer flow field isolated by structure[J].Acta Aerodynamica Sinica,2015,33(2):272-277.

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