隨著現(xiàn)代國防科學(xué)技術(shù)的發(fā)展需要以及目標紅外輻射特性的應(yīng)用需求,飛行器表面溫度場分析已成為國防軍事領(lǐng)域的研究重點。飛行器表面溫度場分析需要綜合考慮內(nèi)部多體耦合傳熱、外部氣動對流換熱、太陽輻射和環(huán)境輻射等內(nèi)外熱環(huán)境的耦合作用。數(shù)值仿真結(jié)合地面模擬試驗是目前獲取飛行器表面溫度場數(shù)據(jù)的最為經(jīng)濟和可靠的方法,但是由于試驗條件限制,難以完全模擬真實飛行環(huán)境。因此,對基于相似理論建立適用于飛行器表面溫度場的相似準則,實現(xiàn)地面縮比模型與真實飛行器表面溫度場數(shù)據(jù)的相似轉(zhuǎn)換,有著迫切的需求。本文以某型飛機的整體熱環(huán)境為研究對象,通過建立其外部氣動對流換熱分析模型與整機熱網(wǎng)絡(luò)模型,開展不同飛行狀態(tài)下外部氣動對流換熱計算以及內(nèi)外耦合作用下飛機表面溫度場計算,分析有無、內(nèi)熱源以及不同季節(jié)太陽輻射和大氣溫度對飛機表面溫度場的影響,對適用于飛機表面溫度場分析的相似準則進行了研究,主要內(nèi)容包括:飛機表面溫度場計算及影響因素分析。基于飛機整體熱環(huán)境的形成機制和飛機表面溫度場分析的基本原理與計算方法,建立了某型飛機外部氣動熱分析模型與整機熱網(wǎng)絡(luò)模型,完成了飛機外部氣動對流換熱計算以及內(nèi)外耦合作用下飛機表面溫度場計算,分析了有、無內(nèi)熱源以及不同季節(jié)太陽輻射和大氣溫度對飛機表面溫度場的影響。飛機表面溫度場相似準則分析。基于飛機表面溫度場相似的基本原理,利用流體力學(xué)基本方程和傳熱學(xué)基本方程及其邊界條件,推導(dǎo)出了適用于飛機表面溫度場的流動相似準則和傳熱相似準則,通過對簡單結(jié)構(gòu)原型及其縮比模型的數(shù)值模擬計算,驗證了飛機表面溫度場相似準則的正確性。基于相似準則的飛機表面溫度場計算。依據(jù)飛機表面溫度場相似準則,確定了縮比模型的材料、尺寸及邊界條件,計算了不同試驗條件下的縮比模型表面溫度場,實現(xiàn)了縮比模型與飛機表面溫度場數(shù)據(jù)的相似轉(zhuǎn)換,并與飛機表面溫度場計算結(jié)果進行了對比,分析了依據(jù)飛機表面溫度場相似準則指導(dǎo)地面模擬試驗的可行性。通過建立某型飛機表面溫度場分析模型,完成了飛機表面溫度場計算及影響因素分析,建立了飛機表面溫度場相似準則,實現(xiàn)了地面縮比模型與真實飛機溫度場數(shù)據(jù)的相似轉(zhuǎn)換,為研究飛機紅外輻射特性提供了有效的數(shù)據(jù)支撐。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V271.4;V219
【部分圖文】：

第 2 章 基本原理與計算方法本章主要分析了飛機整體熱環(huán)境的形成機理和傳熱機制，介紹了飛機表面度場分析的基本原理和求解思路，提出了用于飛機表面溫度場計算的具體方法在此基礎(chǔ)上，建立了某型飛機外部氣動熱分析模型、內(nèi)部結(jié)構(gòu)幾何模型以及整熱網(wǎng)絡(luò)模型。此外，闡明了飛機表面溫度場相似的原理，介紹了推導(dǎo)相似準則方法，提出了溫度場相似需要滿足的條件。2.1 整機熱環(huán)境的形成機制飛機是一個高度復(fù)雜的系統(tǒng)整體，其所處熱環(huán)境是多區(qū)域、多層次耦合作用的結(jié)果。探究飛機表面溫度場分布，首先要分析其整體熱環(huán)境的形成機理，明確各物理過程間的傳熱機制，以建立準確的數(shù)理模型。按照幾何區(qū)域劃分，整機熱環(huán)境可分為外部熱環(huán)境和內(nèi)部熱環(huán)境，兩者通過蒙皮互相影響。其中，外部熱環(huán)境包含對流和輻射換熱，內(nèi)部熱環(huán)境涵蓋導(dǎo)熱、對流、輻射多種傳熱方式，蒙皮內(nèi)部存在導(dǎo)熱，如圖 2-1 所示[55]。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文 溫度場分析的基本原理和求解思路飛機表面溫度場是涉及復(fù)雜形體下三維瞬態(tài)導(dǎo)熱、對流換熱和輻射換熱多層次的動態(tài)耦合換熱系統(tǒng)，準確地預(yù)測其隨時間變化的分布規(guī)律，必確的理論依據(jù)，制定清晰的求解思路，以選擇合適的分析方法。根據(jù)飛機整體熱環(huán)境的特點，其表面溫度場分析依據(jù)傳熱學(xué)基本原理，傳熱學(xué)、計算流體力學(xué)、計算空氣動力學(xué)、計算熱輻射學(xué)等多種數(shù)值計結(jié)合的方式求解各傳熱過程的控制方程。由于飛機的幾何結(jié)構(gòu)和傳熱過雜，利用單一的數(shù)值計算軟件進行一體化求解，對計算機的要求較高且較低。因此采用多層次區(qū)域分解和復(fù)雜換熱過程解耦的方法，利用不同算軟件實現(xiàn)多層次、多區(qū)域、多傳熱過程的求解，如圖 2-2 所示。

圖 2-3 設(shè)備節(jié)點熱網(wǎng)絡(luò)模型示意圖[59]機內(nèi)部設(shè)備的離散網(wǎng)格系統(tǒng)，如圖 2-3 所示程，其中 B、W、E、F、N、S 分別為與節(jié)點e、f、n、s 分別為控制體 P 與控制體 B、W( ) P、 z為控制體 P 分別在 x、y、z 三方向上的nz) 、s( z) 分別為體節(jié)點 P 與體節(jié)點 F、B間隔[t, t+Δt]內(nèi)對控制容積 P 進行積分，假定均勻的，且假定C P PS S S T。分：0( ) ( )( ) ( ) tP P P P PtTc dxdydzdt c T T x y t 上一個時間步的溫度值。的積分分別為：
【參考文獻】

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本文編號：2866665