本文關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器防熱結(jié)構(gòu)燒蝕行為數(shù)值模擬方法研究

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【摘要】：飛行器高速穿越大氣層時(shí),其表面結(jié)構(gòu)會(huì)受到嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱,需在飛行器外部進(jìn)行熱防護(hù),熱防護(hù)結(jié)構(gòu)會(huì)有不同程度的燒蝕發(fā)生。燒蝕引起的外形變化及其數(shù)值模擬,對(duì)飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)具有重要的意義。常用的燒蝕型面后退模擬方法有：自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)、生死單元法等,但均有缺陷。自適應(yīng)網(wǎng)格能保證燒蝕表面的光滑,但僅適用于小燒蝕量模擬,當(dāng)燒蝕量較大時(shí),網(wǎng)格嚴(yán)重畸變,會(huì)導(dǎo)致發(fā)散不收斂而計(jì)算中斷。生死單元法通過(guò)刪除單元來(lái)實(shí)現(xiàn)燒蝕后退,能模擬大燒蝕量問(wèn)題,但計(jì)算出的燒蝕表面呈現(xiàn)凹凸鋸齒狀,致使二次載荷嚴(yán)重失真。本文基于ABAQUS,通過(guò)編程網(wǎng)格重構(gòu)實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)燒蝕模擬,程序通過(guò)不斷生成新的inp文件來(lái)實(shí)現(xiàn)燒蝕表面的連續(xù)退移。由每個(gè)時(shí)間步的熱分析結(jié)果算出燒蝕表面新位置,通過(guò)單元重構(gòu)、恢復(fù)邊界等技術(shù)重構(gòu)出新燒蝕表面,再施加新的熱載荷繼承上一步結(jié)果計(jì)算,依次循環(huán)。針對(duì)飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的燒蝕問(wèn)題,本文提出一種新方法用來(lái)實(shí)現(xiàn)模擬燒蝕后退問(wèn)題。分別為六面體單元重構(gòu)技術(shù)與四面體網(wǎng)格邊界恢復(fù)技術(shù)。這種方法能夠準(zhǔn)確處理燒蝕移動(dòng)邊界問(wèn)題。不受燒蝕量大小的限制,且能保證重構(gòu)出的燒蝕表面的光滑均勻。六面體單元重構(gòu)技術(shù)根據(jù)單元節(jié)點(diǎn)的溫度狀態(tài)分成九大類,對(duì)每一類再細(xì)分情況,細(xì)分為多種情況,進(jìn)行節(jié)點(diǎn)消除和重構(gòu)處理。對(duì)于非規(guī)則四面體網(wǎng)格,在生死單元法基礎(chǔ)上,生成新單元重構(gòu)新燒蝕型面。根據(jù)燒蝕后退率計(jì)算出處于燒蝕區(qū)域的網(wǎng)格單元,對(duì)橫跨燒蝕表面的單元進(jìn)行溫度插值,布置新節(jié)點(diǎn),并以此新節(jié)點(diǎn)作為重劃分基點(diǎn),精確定位出燒蝕邊界表面。其次,用所提出的單元重構(gòu)方法對(duì)處于燒蝕型面附近的單元進(jìn)行重構(gòu),進(jìn)而準(zhǔn)確光滑均勻地預(yù)測(cè)出每一時(shí)間步長(zhǎng)上的燒蝕退縮表面。除針對(duì)溫度準(zhǔn)則型燒蝕模型外,本文還提出了一種處理退移燒蝕型面的方法,通過(guò)生成“虛擬溫度”以重構(gòu)擬合,不但對(duì)凸表面,對(duì)凹燒蝕表面同樣適用。數(shù)值算例表明,本文方法及所編程序可快速實(shí)現(xiàn)燒蝕表面退縮全程的數(shù)值模擬,能模擬大燒蝕量問(wèn)題,且所計(jì)算出的燒蝕退縮表面精確光滑均勻,便于和氣動(dòng)熱分析軟件進(jìn)行耦合迭代計(jì)算。此外,根據(jù)燒蝕特點(diǎn),本文使用初始網(wǎng)格作為基礎(chǔ)網(wǎng)格,只對(duì)處于燒蝕表面區(qū)域的局部單元進(jìn)行重構(gòu),其余部分網(wǎng)格不變,具有較高的計(jì)算效率。
【學(xué)位授予單位】：大連理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V244.1

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本文編號(hào)：1276089