高超聲速鈍錐體熱環(huán)境仿真計(jì)算*

張 超,劉洪泉,趙澤華,王記妃,胡東陽(yáng),張 璽,翟北北

(中原工學(xué)院,鄭州 451191)

0 引言

在高超聲速的研究領(lǐng)域中,氣動(dòng)加熱的問(wèn)題在很大程度上影響著現(xiàn)代高速飛行器的研制,限制了飛行器的發(fā)展。飛行器在高速飛行狀態(tài)下,自身受到空氣的極大阻力,同時(shí)對(duì)前方空氣強(qiáng)烈壓縮和對(duì)周?chē)諝鈩×业哪Σ?巨大的動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能,使得飛行器周?chē)目諝鉁囟燃眲∩摺崮苎杆僖詫?duì)流換熱的形式向飛行器表面?zhèn)鬟f,加速飛行器表面溫度升高,這種熱能傳遞方式稱(chēng)為氣動(dòng)加熱[1]。高溫將會(huì)導(dǎo)致高速飛行器機(jī)體材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度減弱,剛度降低,使機(jī)體的外形受到破壞,甚至發(fā)生失控。為了保證飛行器精確打擊、飛行穩(wěn)定,必須在設(shè)計(jì)中研究氣動(dòng)加熱問(wèn)題,為結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和對(duì)結(jié)構(gòu)采取特殊的防熱措施提供必要的依據(jù)。

文中基于ANSYS軟件獨(dú)立完成氣動(dòng)熱的仿真計(jì)算,構(gòu)建了物理模型,對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境進(jìn)行了詳細(xì)描述。在此基礎(chǔ)上,以典型旋成體球頭鈍錐(鈍錐模型)為計(jì)算模型進(jìn)行飛行狀態(tài)下的熱環(huán)境計(jì)算,建立了完整的數(shù)值求解方法。對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證分析,并對(duì)流場(chǎng)、溫度場(chǎng)、結(jié)構(gòu)場(chǎng)特性進(jìn)行了數(shù)值分析研究。

1 物理模型

如圖1所示,飛行器在大氣中以高超聲速飛行時(shí),由于氣動(dòng)加熱的作用,將在飛行器外表面生成較大的熱量,根據(jù)熱力學(xué)第二定律,產(chǎn)生的熱量將改變飛行器的結(jié)構(gòu)特性和內(nèi)部的工作環(huán)境。這部分熱量的傳遞將分為4個(gè)過(guò)程:

1)外流場(chǎng)的高溫氣體在一定溫差下,與飛行器外表面進(jìn)行對(duì)流換熱和輻射傳熱;

2)飛行器固體內(nèi)部進(jìn)行熱傳導(dǎo);

3)固體內(nèi)壁面與艙內(nèi)氣體對(duì)流換熱;

4)固體內(nèi)部的溫度分布不均勻,產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力,導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生變形。

2 計(jì)算模型及參數(shù)設(shè)定

2.1 計(jì)算模型

模型選自NASA TN D-5450報(bào)告,此報(bào)告對(duì)鈍錐做了詳細(xì)的研究和大量的試驗(yàn),具有詳盡的試驗(yàn)數(shù)據(jù)[2]。鈍錐的模型如圖2所示:半錐角θ=15°,球頭曲率半徑R=0.0095m,錐底到錐尖總長(zhǎng)度L=0.5687m。

參數(shù)參數(shù)值Ma10.6壓力/Pa127.43溫度/K49.98雷諾數(shù)3.937×106

2.2 求解參數(shù)設(shè)定

1)邊界條件

出口(outlet)按默認(rèn)設(shè)置,進(jìn)口(inlet)選擇壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件(pressure-far-fields),來(lái)流條件是Ma=10.6,Re=3.937×106,T=49.98 K,P=127.43 Pa。

壁面(wall)邊界條件設(shè)置:

Temperature設(shè)為300 K,Wall Thickness設(shè)為0.001 m;對(duì)稱(chēng)面設(shè)置為對(duì)稱(chēng)邊界條件。

2)其他設(shè)定情況

FLUENT采用耦合隱式求解器,二階計(jì)算精度。湍流模型選擇k-εSST模型。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果及驗(yàn)證

圖3～圖6為采用ANSYS17.0計(jì)算得到的鈍錐流場(chǎng)的溫度、壓力、密度和速度的分布云圖。

從圖3得知流場(chǎng)駐點(diǎn)處的溫度T=1169K,文獻(xiàn)[3]給出的計(jì)算結(jié)果是1160K,誤差為0.7%;從圖4得到流場(chǎng)駐點(diǎn)的壓力為P=18590Pa,文獻(xiàn)[3]給出的計(jì)算結(jié)果為18200Pa,誤差為2.1%。以上兩個(gè)參數(shù)的誤差遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于預(yù)期誤差,滿(mǎn)足計(jì)算要求。圖6為流場(chǎng)的速度分布云圖,從圖中得知流場(chǎng)中最高速度為1502m/s,與邊界條件輸入的速度數(shù)值相同。通過(guò)以上對(duì)比,得出文中采用ANSYS軟件計(jì)算該算例是正確有效的。

3.2 流場(chǎng)特性分析

通過(guò)以上溫度、壓力、密度和速度的計(jì)算結(jié)果分布云圖,可以清晰地看出流場(chǎng)的特征及其物理參數(shù)分布。在流場(chǎng)中,球頭前緣受到強(qiáng)烈的壓縮,產(chǎn)生貼體激波,沿流動(dòng)方向激波與物面間的距離不斷增大,在球頭前緣(駐點(diǎn)區(qū))溫度、壓力、密度升高,速度趨于零。

3.3 鈍錐溫度場(chǎng)特性分析

從圖7可以看到模型的前緣端點(diǎn)溫度最高,溫度為227.69℃。溫度沿著模型逐漸減小,在尾部區(qū)域溫度增加,這是因?yàn)樵谀Ｐ臀膊靠拷鲌?chǎng)出口處,由于模型外形突變,導(dǎo)致附近流場(chǎng)中氣體繞流增大,氣動(dòng)加熱現(xiàn)象加劇導(dǎo)致的。但依然沒(méi)有球頭處的氣動(dòng)加熱嚴(yán)重,所以球頭(駐點(diǎn)處)的熱防護(hù)工作依然是重點(diǎn)[4]。

圖8為鈍錐模型在20s時(shí)間內(nèi)的內(nèi)部溫度隨時(shí)間的變化情況,可以清晰地看到模型駐點(diǎn)處在前2s內(nèi)溫度升高速度最快。

從圖9、圖10可以直接的觀察內(nèi)部溫度對(duì)著時(shí)間的變化情況。隨著時(shí)間的推進(jìn),結(jié)構(gòu)場(chǎng)前緣區(qū)域的溫度逐漸升高[5-6],并且結(jié)構(gòu)場(chǎng)的最低溫度也在逐漸上升,高溫區(qū)域逐漸往結(jié)構(gòu)內(nèi)部滲透。

3.4 鈍錐結(jié)構(gòu)場(chǎng)特性分析

圖11、圖12、圖13為ANSYS FLUENT耦合Static-Structural[7]所得到的20s時(shí)刻結(jié)構(gòu)場(chǎng)應(yīng)變、應(yīng)力和總變形分布云圖。

從圖11和圖12可以清楚看到,在20s時(shí)刻模型的末端是應(yīng)變、應(yīng)力集中的區(qū)域。從圖13可以觀察到最大變形量出現(xiàn)在模型的最前緣,并且沿著模型逐漸減小,球頭處的最大變形量為0.298mm,相比球頭的特征尺寸,其變形量完全可以忽略[8]。

從以上分析得出球頭鈍錐的前緣區(qū)域是溫度、變形等物理特性最大的地方,所受到的熱損傷同樣最大,這是最有可能引發(fā)飛行器損壞的區(qū)域,所以在做飛行器熱防護(hù)時(shí),應(yīng)對(duì)此處做重點(diǎn)防護(hù)。

4 結(jié)論

基于ANSYS軟件平臺(tái),建立了完整的數(shù)值求解方法以鈍錐為模型進(jìn)行了結(jié)果驗(yàn)證及流場(chǎng)、溫度場(chǎng)、結(jié)構(gòu)場(chǎng)特性分析研究,結(jié)果分析表明:

1)驗(yàn)證ANSYS軟件可以獨(dú)立完成對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境的計(jì)算。

2)球頭前緣產(chǎn)生貼體激波,沿流動(dòng)方向激波與物面間的距離不斷增大,激波前后氣流參數(shù)發(fā)生較大變化。

3)前緣端點(diǎn)溫度最高,溫度沿著模型的長(zhǎng)度增加,溫度逐漸減小,在模型尾部區(qū)域溫度有所增加。

4)球頭鈍錐的前緣區(qū)域是溫度、變形等物理特性最大的地方,應(yīng)對(duì)此處做重點(diǎn)防護(hù)。