發(fā)布時(shí)間：2019-02-11 13:28

【摘要】：現(xiàn)如今,各個(gè)國(guó)家對(duì)于高超聲速飛行器的研究越來(lái)越重視。從美國(guó)不斷對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行飛行實(shí)驗(yàn)就可以看出,高超聲速飛行器必將成為各個(gè)國(guó)家下一代飛行器研制的重點(diǎn)。戰(zhàn)略意義和民用市場(chǎng)的價(jià)值意義不言而喻。高超聲速飛行器處于一個(gè)高溫高壓的環(huán)境。流-熱-固多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題一直困擾著高超聲速飛行器的發(fā)展。本文利用ANSYS Workbench工作平臺(tái)對(duì)這一物理過(guò)程進(jìn)行模擬,模擬出飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)表面的壓力、溫度并計(jì)算出氣動(dòng)力和熱場(chǎng)耦合作用下的結(jié)構(gòu)變形及應(yīng)力響應(yīng),為下一步飛行器防熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供必要的參考依據(jù)。首先采用可壓縮黏性的理想氣體作為機(jī)翼的外圍流場(chǎng)對(duì)機(jī)翼在0.5至6.5不同馬赫數(shù)下進(jìn)行流場(chǎng)分析。得到機(jī)翼在不同馬赫數(shù)下的壓力分布及溫度載荷,比較最大壓力值隨馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)。然后構(gòu)建熱-固耦合分析平臺(tái),將流場(chǎng)分析得到的溫度載荷施加到機(jī)翼上進(jìn)行熱場(chǎng)分析,得到機(jī)翼溫度分布形式,比較最大溫度值隨馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)。最后將流場(chǎng)產(chǎn)生的氣動(dòng)力載荷和熱場(chǎng)溫度載荷同時(shí)加載到機(jī)翼上進(jìn)行靜力學(xué)分析,得到機(jī)翼的結(jié)構(gòu)變形、應(yīng)力分布。本文還對(duì)比分析機(jī)翼在不同馬赫數(shù)下、忽略溫度載荷作用的結(jié)構(gòu)變形以及應(yīng)力分布。本文提供了一種有效、快速的針對(duì)高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中產(chǎn)生的流-熱-固弱耦合問(wèn)題的模擬方法,對(duì)于其它多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題具有一定的借鑒意義。
[Abstract]:Nowadays, more and more attention has been paid to the research of hypersonic vehicles in various countries. From the continuous flight experiments on hypersonic vehicles in the United States, it can be seen that hypersonic vehicles will become the focus of the next generation aircraft development in various countries. The strategic significance and the value significance of the civilian market are self-evident. The hypersonic vehicle is in a high temperature and high pressure environment. The development of hypersonic vehicles has been plagued by the problem of fluid-thermal-solid-multiple physical field coupling. In this paper, the physical process is simulated by using the ANSYS Workbench working platform. The pressure and temperature of the wing surface of the aircraft are simulated, and the structural deformation and stress response under the coupling of aerodynamic and thermal fields are calculated. It provides the necessary reference for the design of the thermal protection structure of the aircraft in the next step. Firstly, the compressible viscous ideal gas is used as the outer flow field of the wing to analyze the flow field of the wing at different Mach numbers from 0.5 to 6.5. The pressure distribution and temperature load of the wing under different Mach numbers are obtained, and the variation trend of maximum pressure value with Mach number is compared. Then the thermal-solid coupling analysis platform is constructed and the temperature load obtained from the flow field analysis is applied to the wing for thermal field analysis. The temperature distribution of the wing is obtained and the variation trend of the maximum temperature value with Mach number is compared. Finally, the aerodynamic load and thermal field temperature load produced by the flow field are loaded on the wing at the same time for statics analysis, and the structural deformation and stress distribution of the wing are obtained. The structural deformation and stress distribution of wing under different Mach numbers are also analyzed. In this paper, an effective and fast simulation method for the fluid-thermal-solid weak coupling problem of hypersonic vehicle in flight is presented, which has some reference significance for other multi-physical field coupling problems.
【學(xué)位授予單位】：沈陽(yáng)航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V219

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本文編號(hào)：2419772