高超聲速進(jìn)氣道前緣流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析

張勝濤, 陳 方, 劉 洪

(1.上海交通大學(xué), 上海 200240; 2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司, 上海 200241)

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高超聲速進(jìn)氣道前緣流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析

張勝濤1,2, 陳 方1,*, 劉 洪1

(1.上海交通大學(xué), 上海 200240; 2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司, 上海 200241)

通過分析高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的機理過程，對多場耦合模型進(jìn)行了數(shù)學(xué)物理描述，以此發(fā)展了松耦合分析策略框架。在此基礎(chǔ)上，采用自適應(yīng)耦合計算時間步長、混合插值策略和復(fù)雜外形網(wǎng)格變形等方法，實現(xiàn)了多場耦合分析平臺。針對高超聲速飛行器進(jìn)氣道前緣結(jié)構(gòu)的耦合特征進(jìn)行了初步分析研究，計算結(jié)果揭示了在持續(xù)長時間飛行條件下流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合的時空分布特征，為深入開展高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)的綜合性能評估及優(yōu)化提供了理論與技術(shù)支撐。

高超聲速流動；進(jìn)氣道；流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合；熱防護；自適應(yīng)耦合步長；耦合策略；激波相互作用

0 引 言

當(dāng)高超聲速飛行器在近空間大氣層內(nèi)進(jìn)行遠(yuǎn)程機動飛行時，將面臨具有復(fù)雜流場、高焓、中低熱流和持續(xù)長時間氣動加熱等特征的氣動熱力學(xué)環(huán)境。盡管面臨的飛行環(huán)境如此惡劣，但是高超聲速飛行器的熱防護設(shè)計要求卻極為苛刻，即在滿足重量盡可能輕的約束條件下實現(xiàn)高效、可重復(fù)使用的非燒蝕熱防護。這些苛刻要求對熱防護系統(tǒng)綜合性能優(yōu)化提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。為了實現(xiàn)更合理的結(jié)構(gòu)選材和防熱優(yōu)化，最大限度減小熱結(jié)構(gòu)設(shè)計冗余，必須更準(zhǔn)確地預(yù)測飛行器的熱力環(huán)境特性。 由于高超聲速飛行器采用機身/發(fā)動機高度一體化設(shè)計，其在近空間大氣層內(nèi)進(jìn)行持續(xù)長時間、寬馬赫數(shù)域的遠(yuǎn)程機動飛行過程中，外部流場的氣動力/氣動熱和內(nèi)部結(jié)構(gòu)的傳熱/應(yīng)力/變形等各物理場間的相互作用將變得極為強烈。因此，要準(zhǔn)確地預(yù)測飛行器的熱力環(huán)境特性，必須統(tǒng)籌考慮流場、熱和結(jié)構(gòu)等各物理場間的相互耦合關(guān)系，建立多場耦合一體化分析方法，從而為高超聲速飛行器熱防護設(shè)計提供有效的理論與技術(shù)支撐。

國外學(xué)者Thornton, Dechaumphai和Wieting等人[1-3]最早提出了流場、熱和結(jié)構(gòu)之間多場耦合問題，并基于雙向耦合方法發(fā)展了流場-熱-結(jié)構(gòu)一體化有限元方法，為分析更為真實復(fù)雜的多場耦合問題奠定了基礎(chǔ)。其后，相繼發(fā)展了迭代耦合方法[4-5]和基于分區(qū)耦合方法的交錯策略[6]以及將非穩(wěn)態(tài)問題看成由一系列“準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)問題”的混合耦合策略[7]和統(tǒng)一求解耦合策略[8]。為了進(jìn)行高時間精度的流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析，Miller等人[9-10]采用多循環(huán)方法發(fā)展了基于松耦合的多物理時間推進(jìn)策略。國內(nèi)學(xué)者黃唐和毛國良等人[11]率先研究了基于松耦合策略的流場、熱和結(jié)構(gòu)一體化數(shù)值模擬方法。隨著對于持續(xù)長時間氣動熱力環(huán)境下流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題重要性的認(rèn)識，陸續(xù)開展了流場、熱和結(jié)構(gòu)多場耦合計算研究和分析[12-19]。隨著高超聲速飛行器研制的不斷發(fā)展，多場耦合分析的思想和應(yīng)用逐漸深入到工程實際，但是對于復(fù)雜熱力環(huán)境作用下的多物理場耦合特征和規(guī)律的認(rèn)識還不夠深入，相關(guān)耦合性分析方法有待進(jìn)一步發(fā)展和完善。

本文首先通過對高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的機理過程分析，提出了基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略，然后在此基礎(chǔ)上發(fā)展了高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析平臺HyCCD (Hypersonic Coupling Computational Dynamics)，最后針對激波相互作用下的高超聲速進(jìn)氣道前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合計算分析研究。

1 耦合分析策略

1.1 流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型

高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的耦合機理是流體介質(zhì)內(nèi)的流場氣動力/氣動熱等物理屬性和行為與固體介質(zhì)內(nèi)的結(jié)構(gòu)傳熱/應(yīng)力/變形等物理屬性和行為通過流-固耦合界面發(fā)生相互作用和影響的物理過程。因此耦合策略的制定既需考慮流體介質(zhì)與固體介質(zhì)之間特征參量的面耦合，也需考慮它們各自內(nèi)部特征參量的體耦合，為此本文考慮如圖1所示的高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型。

在流體介質(zhì)內(nèi)部，氣動力/氣動熱之間的耦合由統(tǒng)一流動控制方程描述。利用計算流體力學(xué)(CFD)方法求解流動控制方程，獲得流體介質(zhì)內(nèi)部的氣動力/氣動熱參量，通過流-固耦合界面向固體介質(zhì)提供熱載荷(壁面熱流q)和力載荷(壁面壓力p)。在固體介質(zhì)內(nèi)部，結(jié)構(gòu)傳熱/應(yīng)力/變形之間的耦合由熱傳導(dǎo)控制方程和熱彈性力學(xué)控制方程描述?？紤]結(jié)構(gòu)溫度和變形的耦合效應(yīng)，利用基于有限單元法(FEM)的計算熱-結(jié)構(gòu)動力學(xué)(CTD/CSD，或CTSD)統(tǒng)一求解熱傳導(dǎo)控制方程和熱彈性力學(xué)控制方程，獲得固體介質(zhì)內(nèi)部的熱/力耦合響應(yīng)參量，通過流-固耦合界面向流體介質(zhì)提供溫度條件(壁面溫度T)和結(jié)構(gòu)變形條件(壁面位移u)。

圖1 流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型Fig.1 Fluid-thermal-structural coupling model

1.2 基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略

基于上述流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合模型，本文建立了如圖2所示的基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略。圖中，ΔtF為流場計算時間步長；ΔtTS為固體熱-結(jié)構(gòu)體耦合計算時間步長；ΔtC為流-固面耦合計算時間步長，可取為若干倍的固體熱-結(jié)構(gòu)體耦合計算時間步長，即ΔtC=nΔtTS，(n=1,2,3,…)。

圖2 基于穩(wěn)態(tài)飛行的松耦合分析策略Fig.2 Loosely-coupled analysis strategy based on the static trajectory

根據(jù)耦合物理過程的時間演化自適應(yīng)地選取流-固面耦合計算時間步長ΔtC，對于持續(xù)長時間耦合計算分析效率具有重要意義。本文將耦合計算時間步長ΔtC的選取看作為一個自動控制問題，采用經(jīng)典的PID(proportional-integral-derivative)控制器對耦合計算時間步長進(jìn)行自適應(yīng)控制[20]，則有：

(1)

式中：下標(biāo)和上標(biāo)“n”表示耦合時間步；TOL為人為給定的輸入容差；KP、KI和KD為PID控制器的經(jīng)驗參數(shù)。本文采用文獻(xiàn)[21]建議的數(shù)值，即KP=0.075，KI=0.175，KD=0.01；rn為耦合界面溫度在tn時刻的變化度量：

(2)

為了防止耦合計算時間步長的過大或過小增長，引入如下步長限制為：

(3)

(4)

式中：Δtmin和Δtmax分別為人為給定的最小和最大耦合計算時間步長；m和M分別為人為給定的最小和最大步長增長率。

耦合策略的具體實施流程可以概述為：

1) 在初始t0時刻，首先給定固體域某一初始恒溫或溫度場分布以及初始受力和位移約束，然后通過界面信息傳遞方法將固體域的壁面溫度和位移量傳遞給流體域，其中壁面溫度作為流場計算的邊界條件，而位移量用來更新流場網(wǎng)格；

2) 基于施加的溫度邊界條件和更新的流場網(wǎng)格，在流體域內(nèi)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)流場計算，最終得到穩(wěn)態(tài)流場的壁面熱流密度和壁面壓力；

3) 通過界面信息傳遞方法將穩(wěn)態(tài)流場的壁面熱流密度和壁面壓力傳遞給固體域，分別作為固體熱-結(jié)構(gòu)動力學(xué)計算的熱載荷和力載荷；

4) 基于施加的熱載荷和力載荷，在固體域內(nèi)進(jìn)行瞬態(tài)熱-結(jié)構(gòu)動力學(xué)計算，時間推進(jìn)從t0時刻至t0+ΔtC時刻，最終得到t0+ΔtC時刻的固體結(jié)構(gòu)熱/力耦合響應(yīng)參量；

5) 通過界面信息傳遞方法將t0+ΔtC時刻固體域的壁面溫度和位移量傳遞給流體域，其中壁面溫度作為流場計算的邊界條件，而位移量用來更新流場網(wǎng)格； 6) 至此完成一個耦合計算時間步長ΔtC的計算，然后進(jìn)入下一個耦合計算時間步長繼續(xù)進(jìn)行計算，以此類推直至整個耦合時間結(jié)束。

2 控制方程及數(shù)值方法

2.1 流動控制方程求解

考慮包含NS種組分的化學(xué)反應(yīng)完全氣體混合物，則可壓縮粘性化學(xué)非平衡流動的Navier-Stokes控制方程組在笛卡爾直角坐標(biāo)系下的守恒積分形式寫為[22-23]：

(5)

其中，

(6)

基于有限體積法對上述流動控制方程進(jìn)行離散求解。其中，對流通量采用M-AUSMPW+混合迎風(fēng)格式，并用多維限制器MLP提高至三階精度；粘性通量采用二階中心差分格式進(jìn)行離散；時間推進(jìn)采用LU-SGS隱式方法。為了加速收斂過程，采用當(dāng)?shù)貢r間步長和隱式殘值平均等加速收斂措施。

2.2 熱彈性力學(xué)控制方程求解

考慮結(jié)構(gòu)溫度和變形的相互耦合效應(yīng)，利用有限單元法(FEM)進(jìn)行統(tǒng)一耦合求解。將變分原理應(yīng)用于熱傳導(dǎo)控制方程和熱彈性力學(xué)控制方程以及它們相應(yīng)的邊界條件，最終可得到如下形式的有限單元矩陣方程為：

(7)

利用ANSYS Mechanical APDL完成熱-結(jié)構(gòu)耦合計算，采用的單元類型為SOLID226。該單元具有20個節(jié)點，每個節(jié)點具有五個自由度。對于熱-結(jié)構(gòu)耦合分析，節(jié)點自由度主要是三個方向的位移分量和溫度。

2.3 界面信息傳遞方法

綜合考慮反距離加權(quán)插值法[24]和徑向基函數(shù)插值法[25]的特點和耦合變量(位移、溫度、壓力和熱流)的物理特性，提出如圖3所示的混合插值策略。壁面溫度和位移量的傳遞需要滿足其分布特性，采用反距離加權(quán)插值法；壁面熱流和壁面壓力的傳遞需要保證其插值前后的守恒特性，采用徑向基函數(shù)插值法。同時考慮到在插值過程中線性方程組可能會出現(xiàn)求解失敗，則采用反距離加權(quán)插值法以保證耦合計算的順利進(jìn)行。

圖3 流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題的混合插值策略Fig.3 Hybrid interpolation strategy for fluid-thermal coupling problems

2.4 網(wǎng)格變形方法

(8)

式中：NB為網(wǎng)格邊界節(jié)點的個數(shù)；wi為距離權(quán)函數(shù)，其表達(dá)式為：

(9)

式中：dji為網(wǎng)格內(nèi)部節(jié)點rj與網(wǎng)格邊界節(jié)點ri之間的歐氏距離，dji=‖rj-ri‖，r為位置矢量；u為距離的冪次，取u=2。當(dāng)所有網(wǎng)格節(jié)點的位移uj已知后，則可以更新整個流場網(wǎng)格：

(10)

3 計算結(jié)果及分析

3.1 計算模型

高超聲速飛行器前體預(yù)壓縮斜激波與進(jìn)氣道前緣激波可能相交，產(chǎn)生復(fù)雜的激波相互作用，導(dǎo)致進(jìn)氣道前緣的氣動加熱問題變得更為嚴(yán)重。如圖4所示，Case 1為超臨界狀態(tài)，斜激波入射在進(jìn)氣道唇口以內(nèi)，進(jìn)氣道前緣處于遠(yuǎn)場自由來流條件；Case 2為臨界狀態(tài)，斜激波正好入射在進(jìn)氣道唇口上，與進(jìn)氣道前緣激波發(fā)生相互作用；Case 3為亞臨界狀態(tài)，斜激波入射在進(jìn)氣道唇口以外，進(jìn)氣道前緣處于斜激波波后的自由來流條件。本文以進(jìn)氣道前緣為計算模型，考慮Case 2工況，它包含Case 1和Case 3兩種流動條件(見表1)，持續(xù)耦合計算時間為11 s。

圖4 高超聲速飛行器進(jìn)氣道唇口激波相互作用現(xiàn)象Fig.4 Shock interaction phenomena near the cowl leading edge of hypersonic vehicles表1 進(jìn)氣道前緣模型來流條件Table 1 Freestream conditions for the leading edge

流動參數(shù)Ma∞U∞,/(m·s-1)p∞/PaT∞/Kρ∞/(g·m-3)YO2YN2YOYNYONCase19.52865.911197.0226.518.410.210.79000Case36.452781.517860.17462.6559.190.210.79000

外部流場計算采用化學(xué)非平衡氣體模型，壁面為非催化條件；固體結(jié)構(gòu)初始溫度為300 K，初始應(yīng)力為0，熱應(yīng)力參考溫度為300 K。如圖5所示，考慮外部流場的氣動力/氣動熱載荷作用，同時考慮壁面的輻射效應(yīng)，壁面發(fā)射率為ε=1.0；內(nèi)壁面施加均勻分布的壓力載荷p∞=1197 Pa；模型兩端位置約束條件采用固支約束。進(jìn)氣道前緣的幾何模型與文獻(xiàn)[19]中的圓柱前緣模型相一致，CFD網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化劃分，大小為201×111×11，在激波和近壁面附近進(jìn)行加密處理；FEM網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)化劃分，最小單元邊長為0.5 mm。前緣材料采用鈦合金，其物理屬性見表2。

圖5 進(jìn)氣道前緣模型的載荷和位移約束條件Fig.5 Load and displacement restriction conditions of the leading edge

表2 鈦合金材料熱-結(jié)構(gòu)物理屬性Table 2 Physical properties of Titanium alloy

3.2 初始流場

圖6所示為該進(jìn)氣道前緣模型在初始t=0 s時刻的繞流流場結(jié)構(gòu)云圖。可以看出，其流場結(jié)構(gòu)大致可以劃分為遠(yuǎn)場自由來流區(qū)及其產(chǎn)生的弓形激波區(qū)、入射激波波后自由來流區(qū)及其產(chǎn)生的弓形激波區(qū)。在這兩個弓形激波波后區(qū)之間產(chǎn)生由兩剪切層形成的“流管”，導(dǎo)致壁面壓力和熱流密度出現(xiàn)很高的極值。如圖7所示，相比于未受激波干擾的流動，激波相互作用使壁面壓力系數(shù)增大約8倍，而使壁面熱流密度增大約5倍。由此可見，這種激波相互作用現(xiàn)象的存在將極大地放大外部流場的氣動力/氣動熱載荷作用，從而給飛行器熱防護設(shè)計帶來更為嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。

(a) 壓強

(b) 溫度圖6 進(jìn)氣道前緣模型初始時刻繞流流場結(jié)構(gòu)Fig.6 Flowfield structure around the leading edge at initial time

(a) 壁面壓力系數(shù)

(b) 壁面熱流密度圖7 進(jìn)氣道前緣壁面壓力系數(shù)和熱流密度分布Fig.7 Wall pressure coefficient and heat flux of the leading edge

3.3 流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合特性分析

圖8所示為進(jìn)氣道前緣模型的壁面溫度分布和變形量隨時間的演化歷程。由圖8(a)可以看出，由于激波相互作用而導(dǎo)致的高熱流猶如一道高強度能量束撞擊在壁面上，引起壁面被撞擊處的溫度隨時間迅速升高。在短短11 s時間內(nèi)，考慮輻射效應(yīng)的壁面溫度最高點已達(dá)至初始溫度的近8倍，遠(yuǎn)高于壁面駐點處的溫度及其溫升速度。同時也可以看到，在t=11 s時刻的壁面被撞擊處的溫升速度已經(jīng)明顯減弱，隨著時間的再持續(xù)，該位置將率先達(dá)到熱平衡狀態(tài)，而其他部位的壁面溫度會繼續(xù)升高，直至達(dá)到熱平衡狀態(tài)。從圖8(b)中可以看出，在激波相互作用導(dǎo)致的高熱流作用區(qū)域，壁面變形隨時間變化較快，變形量也最大；隨著時間的持續(xù)，壁面變形量最大點逐漸由激波相互作用的部位向駐點偏移。

圖9所示為進(jìn)氣道前緣模型的壁面熱流密度分布和壓力系數(shù)分布隨時間的演化歷程。壁面熱流密度隨壁面溫度的逐漸升高而減弱，體現(xiàn)了流-固之間傳熱的耦合性；隨著時間的不斷持續(xù)，最終將會達(dá)到熱平衡狀態(tài)；而壁面壓力受壁面溫度變化的影響不大，隨著時間的持續(xù)，壁面變形量逐漸增大，在壁面變形量最大區(qū)域，壓力開始有所增大。

(a) 壁面溫度分布

(b) 壁面變形量圖8 進(jìn)氣道前緣壁面溫度和變形量隨時間的演化歷程Fig.8 Time history of wall temperature and deformation of the leading edge

(a) 壁面熱流密度

(b) 壁面壓力系數(shù)圖9 進(jìn)氣道前緣壁面熱流密度和壓力系數(shù)隨時間演化歷程Fig.9 Time history of wall heat flux and pressure coefficient of the leading edge

圖10所示為進(jìn)氣道前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度分布和應(yīng)力分布隨時間的演化歷程。從圖10中可以直觀地看出，在高熱流撞擊作用下，熱量首先在撞擊區(qū)域附近的結(jié)構(gòu)內(nèi)部迅速累積，致使該處的結(jié)構(gòu)溫度迅速升高。隨著時間的持續(xù)，熱量不斷累積，逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域傳遞；結(jié)構(gòu)溫度也在不斷升高，逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域不斷延展。而且，激波相互作用撞擊區(qū)域附近的結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)應(yīng)力集中，隨著時間的持續(xù)也逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域延展。

(a) 結(jié)構(gòu)溫度分布

(b) 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布圖10 進(jìn)氣道前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度和應(yīng)力分布隨時間演化歷程Fig.10 Time history of structural temperature and stress distribution within the leading edge

綜上分析，由于激波相互作用，進(jìn)氣道前緣將遭受強烈的氣動力/氣動熱載荷沖擊，在實際飛行過程中即使作用時間很短，也足以造成熱防護結(jié)構(gòu)的熱學(xué)和力學(xué)破壞，使其熱防護選材和結(jié)構(gòu)設(shè)計面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。而且，高超聲速飛行器繞流流場普遍存在激波相互作用現(xiàn)象，這些部位將會更長時間地遭受激波相互作用的沖擊，因而其熱防護也同樣會變得更為嚴(yán)峻。

4 結(jié) 論

在高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析平臺HyCCD基礎(chǔ)上，針對高超聲速飛行器進(jìn)氣道前緣進(jìn)行了初步分析。從中可以發(fā)現(xiàn)：激波相互作用使壁面壓力系數(shù)增大約8倍，而使壁面熱流密度增大約5倍。隨著時間的持續(xù)，流-固之間傳熱的耦合性使壁面最終達(dá)到熱平衡狀態(tài)，而熱量逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域傳遞；壁面變形量逐漸增大，在壁面變形量最大區(qū)域，壓力開始有所增大。在高熱流撞擊作用下，撞擊區(qū)域附近的結(jié)構(gòu)溫度迅速升高，集中應(yīng)力逐漸向結(jié)構(gòu)內(nèi)部縱深區(qū)域不斷延展。這些規(guī)律的認(rèn)識和分析表明本文發(fā)展的HyCCD平臺有效地預(yù)測了持續(xù)長時間飛行條件下的熱/力耦合響應(yīng)時空分布特征和規(guī)律，可以用來分析更為真實復(fù)雜結(jié)構(gòu)的高超聲速流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合問題，從而為熱防護結(jié)構(gòu)的熱學(xué)/力學(xué)綜合性能評估以及進(jìn)一步完善防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計提供理論依據(jù)和分析工具。

[1]Thornton E A, Dechaumphai P.Coupled flow, thermal, and structural analysis of aerodynamically heated panels[J].Journal of Aircraft, 1988, 25(11): 1052-1059.

[2]Wieting A R, Dechaumphai P, Bey K S, et al.Application of integrated fluid-thermal-structural analysis methods[J].Thin- Walled Structures, 1988, 11(1-2): 1-23.

[3]Dechaumphai P, Wieting A R, Thornton E A.Flow-thermal-structural study of aerodynamically heated leading edges[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 1989, 26 (4): 201-209.

[4]Hassan B, Kuntz D, Salguero D, et al.A coupled fluid/ thermal/flight dynamics approach for predicting hypersonic vehicle performance[R].AIAA 2001-2903, 2001.

[5]Kuntz D W, Hassan B, Potter D L.Predictions of ablating hypersonic vehicles using an iterative coupled fluid/thermal approach[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2001, 15(2): 129-139.

[6]Tran H, Farhat C.An integrated platform for the simulation of fluid-structure-thermal interaction problems[R].AIAA 2002-1307, 2002.

[7]Ferrero P, D′Ambrosio D.A numerical method for conjugate heat transfer problems in hypersonic flows[R].AIAA 2008-4247, 2008.

[8]Bova S W, Howard M A.Coupling strategies for high-speed aeroheating problems[R].AIAA 2011-132, 2011.

[9]Miller B A, Crowell A R, McNamara J J.Loosely coupled time-marching of fluid-thermal-structural interactions[R].AIAA 2013-1666, 2013.

[10]Miller B A, McNamara J J.Efficient time-marching of fluid-thermal-structural interactions[R].AIAA 2014-0337, 2014.

[11]Huang T, Mao G L, Jiang G Q, et al.Two dimensional coupled flow-thermal-structural numerical simulation[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2000, 18(1): 115- 119.(in Chinese)黃唐, 毛國良, 姜貴慶, 等.二維流場、熱、結(jié)構(gòu)一體化數(shù)值模擬[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2000, 18(1): 115-119.

[12]Gui Y W, Yuan X J.Numerical simulation on the coupling phenomena of aerodynamic heating with thermal response in the region of the leading edge[J].Journal of Engineering Thermo Physics, 2002, 23(6): 733-735.(in Chinese)桂業(yè)偉, 袁湘江.類前緣防熱層流場與熱響應(yīng)耦合計算研究[J].工程熱物理學(xué)報, 2002, 23(6): 733-735.

[13]Geng X R, Zhang H X, Shen Q.Study on an integrated algorithm for the flow-fields of high speed vehicles and the heat transfer in solid structures[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2002, 20(4): 422-427.(in Chinese)耿湘人, 張涵信, 沈清, 等.高速飛行器流場和固體結(jié)構(gòu)溫度場一體化計算新方法的初步研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2002, 20(4): 422-427.

[14]Huang C S, Wu J, Fan H T.Coupled numerical simulation of supersonic flow field and heated structure of flying vehicles[J].Mechanics in Engineering, 2004, 26(2): 24-26.(in Chinese)黃春生, 吳杰, 范緒箕.飛行器流場與結(jié)構(gòu)溫度場耦合數(shù)值分析[J].力學(xué)與實踐, 2004, 26(2): 24-26.

[15]Li P F, Wu S P.Numerical simulation of fluid-solid-thermal interaction in hypersonic flows[J].Journal of Aerospace Power, 2010, 25(8): 1705-1710.(in Chinese)李鵬飛, 吳頌平.類航天飛機前身結(jié)構(gòu)與高超聲速流場的耦合傳熱模擬分析[J].航空動力學(xué)報, 2010, 25(8): 1705-1710.

[16]Zhang B, Han J L.Multi-field coupled computing platform and thermal transfer of hypersonic thermal protection structures[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(3): 400-409.(in Chinese)張兵, 韓景龍.多場耦合計算平臺與高超聲速熱防護結(jié)構(gòu)傳熱問題研究[J].航空學(xué)報, 2011, 32(3): 400-409.

[17]Li X, Zhang J F, He Y L, et al.Numerical analysis of two-dimensional fluid/thermal structure loosely-coupled simulation[J].Journal of Engineering Thermophysics, 2012, 33(1): 87-90.(in Chinese)李欣, 張劍飛, 何雅玲, 等.二維流場、熱結(jié)構(gòu)松耦合模擬研究[J].工程熱物理學(xué)報, 2012, 33(1): 87-90.

[18]Nie T, Liu W Q.Study of coupled fluid and solid for a hypersonic leading edge[J].Acta Phys.Sin., 2012, 61(18): 184401-1-184401-7.(in Chinese)聶濤, 劉偉強.高超聲速飛行器前緣流固耦合計算方法研究[J].物理學(xué)報, 2012, 61(18): 184401-1-184401-7.

[19]Zhang S T, Chen F, Liu H.Multi-field coupling numerical analysis approach for aerothermal environment of hypersonic vehicles[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(6): 861-867.(in Chinese)張勝濤, 陳方, 劉洪.基于多場耦合的飛行器熱環(huán)境數(shù)值分析方法研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2014, 32(6): 861-867.

[20]Zhang S T, Chen F, Liu H.Time-adaptive, loosely coupled strategy for conjugate heat transfer problems in hypersonic flows[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2014, 28(4): 635-646.

[21]Valli A M, Carey G F, Coutinho A L.Control strategies for timestep selection in finite element simulation of incompressible flows and coupled reaction-convection- diffusion processes[J].International Journal for Numerical Methods in Fluids, 2005, 47(3): 201-231.

[22]Zhang S T, Chen F, Liu H.Integrated fluid-thermal- structural analysis for predicting aerothermal environment of hypersonic vehicles[R].AIAA 2014-1394, 2014.

[23]Chen X H, Chen F, Zhang S T, et al.The effects of chemical nonequilibrium and surface catalyticity on aero-thermodynamic characteristics of Hypersonic Vehicles[R].AIAA paper 2016-1252, 2016.

[24]Witteveen J, Bijl H.Explicit mesh deformation using inverse distance weighting interpolation[R].AIAA 2009-3996, 2009.

[25]Mühlenst?dt T, Kuhnt S.Kernel interpolation[J].Computational Statistics and Data Analysis, 2011, 55(11): 2962-2974.

[26]Witteveen J.Explicit and robust inverse distance weighting mesh deformation for CFD[R].AIAA 2010-165, 2010.

Fluid-thermal-structural coupling analysis on leading edge of hypersonic inlets

ZHANG Shengtao1,2, CHEN Fang1,*, LIU Hong1

(1.ShanghaiJiaoTongUniversity,Shanghai200240,China;2.AECCCommercialAircraftEngineCO.,LTD,Shanghai200241,China)

By analyzing the mechanism of hypersonic fluid-thermal-structural coupling problem, a multi-field coupling model was described mathematically and physically, and a loose coupling analysis strategy framework was developed.On the basis of this framework, a multi-field coupling analysis platform was realized by using adaptive coupling step-size, hybrid interpolation strategy, and mesh deformation method for complex configuration.A preliminary analysis was conducted on the coupling characteristics of the leading edge of hypersonic vehicle inlets.The calculated results reveal the temporal-spatial characteristics of the fluid-thermal-structural coupling problem in long-time aeroheating environments, and provide theoretical and technical support for the comprehensive performance evaluation and optimization of the thermal protection system of hypersonic vehicles.

hypersonic flow; inlet; fluid-thermal-structural coupling; thermal protection; adaptive coupling step-size; coupling strategy; shock interaction

0258-1825(2017)03-0436-08

2017-02-21;

2017-04-20

國家自然科學(xué)基金項目(11102111,11672183,91641129)

張勝濤(1983-),男，山東聊城人，工程師，博士，研究方向：氣動熱力學(xué)及多物理場耦合.E-mail: zhangst9656@163.com

陳方*(1977-)，男，安徽安慶人，副研究員，博士，研究方向：多物理場耦合與燃燒.E-mail：fangchen@sjtu.edu.cn

張勝濤, 陳方, 劉洪.高超聲速進(jìn)氣道前緣流場-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(3): 436-443.

10.7638/kqdlxxb-2017.0036 ZHANG S T, CHEN F, LIU H.Fluid-thermal-structural coupling analysis on leading edge of hypersonic inlets[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 436-443.

V434+.1

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0036