适用于复杂流动的热气动弹性降阶建模方法

doi:10.7527/S1000-6893.2022.26807

流体力学与飞行力学

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适用于复杂流动的热气动弹性降阶建模方法

王梓伊¹, 张伟伟², 刘磊¹(), 杨肖峰¹

^1.中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳　621000
^2.西北工业大学航空学院，西安　710072

收稿日期:2021-12-10 修回日期:2022-01-20 接受日期:2022-02-25 出版日期:2023-02-25 发布日期:2022-03-22
通讯作者: 刘磊 E-mail:leiliu@cardc.cn
基金资助:
国家重点研发计划(2019YFA0405202);国家数值风洞工程(NNW2019ZT2-A05);国家自然科学基金(11972359)

Reduced order aerothermoelastic framework suitable for complex flow

Ziyi WANG¹, Weiwei ZHANG², Lei LIU¹(), Xiaofeng YANG¹

^1.State Key Laboratory of Aerodynamics，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 　621000，China
^2.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 　710072，China

Received:2021-12-10 Revised:2022-01-20 Accepted:2022-02-25 Online:2023-02-25 Published:2022-03-22
Contact: Lei LIU E-mail:leiliu@cardc.cn
Supported by:
National Key R&D Program of China(2019YFA0405202);National Numerical Windtunnel Project(NNW2019ZT2-A05);National Natural Science Foundation of China(11972359)

摘要/Abstract

摘要：

针对高超声速巡航类飞行器面临的复杂流动下的热气动弹性问题，发展了一种时变热模态适用的非定常气动力降阶模型，建立了基于流-热-固时空耦合分析策略的热气动弹性分析方法，对高超声速飞行器前体进气压缩面进行了实际飞行加热过程的时变颤振分析。结果表明，在局部高热流载荷下，压缩面固有模态频率和振型随时间发生了大幅度变化，而所建方法能够适应上述变化，在获得高置信度非定常广义气动力的同时，避免了重复性的非定常气动力数值计算，可将热颤振分析中的气动力计算效率提升若干量级；此外，在达到热平衡后，进气压缩面的颤振动压降为初始时刻的0.64%，使得飞行包线大幅收窄。相关方法有效缓和了热气动弹性分析效率与精度的矛盾，提升了热气动弹性问题的工程分析能力。

关键词: 高超声速飞行器, 热气动弹性, 降阶模型, 流-热-固耦合, 颤振, 热模态, 前体压缩面

Abstract:

For aerothermoelastic problems dominated by complex flow on hypersonic vehicles， an unsteady aerodynamic Reduced-Order Modeling （ROM） method suitable for time-varying thermal modal shapes was developed， based on which a fluid-thermal-structural coupling framework using spatial and temporal data exchanging strategy was finally constructed. Above framework was applied to predict time-varying flutter boundary of an air intake compression surface installed on hypersonic vehicle forebody in actual aerodynamic heating process. As is shown in the results， modal frequencies and modal shapes varied greatly with time when the compression surface was exposed in extremely uneven heat flow， and proposed ROM method is suitable for such variation of modal shapes， which means repetitive CFD calculation of unsteady aerodynamic force can be saved. By adopting proposed ROM， generalized aerodynamic force can be calculated with high confidence and time consumption is several orders of magnitude lower than traditional methods. Aerothermoelastic analysis of compression surface revealed that flutter dynamic pressure was reduced to 0.64% of the value at initial time after reaching thermal equilibrium， which significantly narrows flight envelop of hypersonic vehicle. The proposed method effectively alleviates the contradiction between efficiency and accuracy of aerothermoelastic analysis， and improves the engineering feasibility of aerothermoelastic analysis.

Key words: hypersonic vehicles, aerothermoelasticity, reduced order model, fluid-thermal-solid coupling, flutter, thermal mode, forebody compression surface

中图分类号:

V211.3

王梓伊, 张伟伟, 刘磊, 杨肖峰. 适用于复杂流动的热气动弹性降阶建模方法[J]. 航空学报, 2023, 44(4): 126807-126807.

Ziyi WANG, Weiwei ZHANG, Lei LIU, Xiaofeng YANG. Reduced order aerothermoelastic framework suitable for complex flow[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(4): 126807-126807.

图/表 29

图 1

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表 2

表 3

图 25

表 4

参考文献 33

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

T/K	弹性模量/GPa	热膨胀系数/（10^-6 K^-1）	比热容/（J·kg^-1·K^-1）	热传导系数/（W·m^-1·K^-1）
273	170	14.0	440
293				60.4
373	166	14.4	450
393				55.9
473	158	14.7	475
503				50.9
573	152	15.0	495
643				45
673	142	15.5	505
773	135	15.8	530
873	128	16.1	555
973	115	16.4	575
1 073	108	16.7	615
1 173	94	17	650
1 273	78	17.3	710

变量	ROM-AMS	传统ROM	相对误差/%
q_f /MPa	0.066 9	0.064 5	3.72
H_f /km	28.53	28.76	-0.800
f_f /Hz	123.67	123.16	0.414

变量	ROM-AMS	传统ROM	相对误差/%
q_f /MPa	0.015 2	0.015 0	1.33
H_f /km	38.78	38.89	-0.283
f_f /Hz	82.98	82.88	0.121

流程	耗时/min
流程	传统ROM	ROM-AMS
耗时总计/h	1 547	58
热模态分析	0.2×35	0.2×35
CFD求解获取训练数据	2 652×35	3 468×1
气动力建模	0.02×35	0.03×1
颤振分析	0.2×35	0.2×35

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