CN120084516B 高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法 （中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所）

(12)发明专利黄昊宇宁荣辉杜钰锋刘奇严春晖夏语肖晋公司11429GO1M审查员杨松林高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其公开了一种高速风洞前体和进气道耦合加热模耦合加热模型的仿真验证方法采用三维瞬态传21.高速风洞前体和进气道耦合加热模型，其特征在于，所述的高速风洞前体和进气道耦合加热模型基于前体和进气道耦合模型，前体和进气道耦合模型的前体(1)内设置有内加热结构将压缩面及肩部位置壁面(5)按照来流方向，从前至后依次划分为一级压缩面(503)、二级压缩面(502)和肩部(501);尖锐前缘(4)内设置有垂直于来流方向且左右对称的2个加热棒(6),2个加热棒(6)的中点上设置一个温度测点(11);一级压缩面(503)的内壁面上沿来流方向依次覆盖若干个顺序排列的加热板(8),各加热板(8)之间间隔隔热槽(7);二级压缩面(502)和肩部(501)的内壁面上沿来流方向依次覆盖若干组左右对称的加热板(8),各组加热板(8)之间间隔隔热槽(7);二级压缩面(502)和肩部(501)中心线上设置有沿来流方向的若干个压力传感器(10),压力传感器(10)外套装隔热陶瓷管(9);在各加热各温度测点(11)上分别安装一组热电偶(12),各热电偶(12)的热电偶导线(14)布置在数据采集系统(15)和温控器(17)分别与计算机(16)连接；温控器(17)与加热板(8)连测量热电偶将测量信号传输至数据采集系统(15)转换成测点温测点温度值，工作人员在计算机(16)上设置目标温度值并将目标温度值发送至温控器4.一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法，其所述的仿真验证方法采用用于超声速风洞仿真的k-oSST湍流模型，同时，在k-①SST湍流模型内采用双温模型模拟超声速流动状态下的瞬态传热；构建二维计算域网格表在数值计算过程中监测各方程残差和内流道(2)的来流质量流量，以残差不再下降且3高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法技术领域[0001]本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，具体涉及一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法。背景技术[0002]高超声速飞行器从巡航状态变为返回状态时，速度会从高超声速(Ma>5)降低为超声速(1.2<Ma<5)。在超声速阶段，高超声速飞行器的飞行速度较巡航速度低，不会产生明显气动加热现象，但是，在巡航阶段，高超声速飞行器壁面累计的热量还未能及时辐射出去。壁面热对气动传热、流动分离及激波/边界层干扰等关键流动现象仍具有显著影响。因此，研究超声速阶段的壁面热对于飞行器气动性能优化、降载设计等至关重要。somelessonsfromthepastandfuturechallenges》提出了一种热实验技术(HotExperimentalTechnique,HET)。热实验技术是一种在风洞开始运行之前，先将模型加热到类似于高超声速条件下的高温(1000K左右)的方法。热实验技术能够重现代表高超声速飞行条件的模型温度，从而在高速风洞中实现真实飞行器壁面壁-总温度比；也能够进行高超声速阶段产生的壁面热环境对超声速阶段流动现象影响的实验研究。[0004]热实验技术中常见的加热方式有外置辐射加热、嵌入式电阻元件加热和变截面碳-碳(C/C)加热元件加热等。2013年，Zander等发表的《Hot-wallreentrytestinhypersonicimpulsefacilities》使用夹在两个铜电极之间的碳-碳(C/C)元件来产生大约2000K的表面温度。这种加热方法电极处的导热损失不可忽视，会导致温度分布不均匀。内置电阻丝的方式将进气道壁面加热到500K,探究进气道壁面温度对点火的影响，证明了加热壁面会显著升高近壁面1.4mm以内边界层的温度。2014年，Neely等发表的《Anew过改变增强碳-碳(RCC)材料的厚度，在元件表面形成了可控的温度分布，并且，元件没有发生显著的变形或应力。2021年，Zhu等发表的《Hypersonictransitionoveraheatedwall》用加热棒给圆锥体模型加热，模型表面最高加热到800K,表面温度差异为5K,研究了在加热壁面上边界层的转摈过程；实验中，模型的壁面温度比T/T。(其中T和T。分别为壁面温度和总温)可以控制在0.66到1.77之间变化。2020年，Chang等发表的《HopkinsKJ,etal.Electrically-heatedflatplatunnel》将矩形石墨板加热到800K以上的温度，观察到加热壁面条件对边界层的增长有显行了加热平板实验，比较了未加热面(290K),均匀加热表面(1025K)和非均匀加热表面(675K至1130K)不同温度条件下的边界层厚度；结果表明，未加热和加热模型之间的边界层4厚度存在显着差异，但是，均匀和非均匀加热情况之间的差异很难辨别，需要进一步探究；平板/压缩斜坡模型的研究表明，随着壁面温度的降低，分离气泡的尺寸显著减小。2024年，Yang等发表的《Developmentofinhypersoniccombinedtestfacility》,在集成电弧喷射和激波风洞的高超声速组合试验装置中，将圆锥模型加热到435K,分析了烧蚀引起的形状变化和表面温度对阻力系数的不同影响。[0005]从以上文献中可以清楚地看出，焦耳加热模型为地面风洞实验中高超声速壁温条件的模拟提供了有效手段。焦耳加热模型有3个特点：①具有高电阻率的加热元件，如陶瓷，如C/C,石墨或C/SiC;②平板模型或平板/压缩斜坡模型；③实现表面均匀温度或梯度温度变化，同时保持结构合理。但是，目前关于焦耳加热模型的文献中，缺乏对焦耳加热模型在热载荷下(无论是瞬态还是稳态条件)结构状态的详细描述。因为需要确保模型的可靠性、改进流体-热-结构相互作用、更详细地理解由于给模型加热而产生的热应力，所以结构状态对于焦耳加热模型设计至关重要。[0006]当前，亟需发展一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法。[0007]本发明所要解决的一个技术问题是提供一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法。[0008]本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型通过内置阵列式远红外加热单元与梯度温控系统，结合空气隔热槽和氧化锆陶瓷传感器防护技术，实现表面均匀或者梯度温度分布。本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法采用三维瞬态传热仿真验证了热防护设计的有效性，并通过k-wSST湍流模型数值模拟揭示了壁温变化对激波结构、压力分布和湍流特性的显著调控作用。[0009]本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型，基于前体和进气道耦合模型，前体和进气道耦合模型的前体内设置有内流道，唇口为内流道的入口；在前体的尖锐前缘和压缩面及肩部位置壁面设置加热结构，形成高速风洞前体和进气道耦合加热模型；[0010]加热结构将压缩面及肩部位置壁面按照来流方向，从前至后依次划分为一级压缩面、二级压缩面和肩部；尖锐前缘内设置有垂直于来流方向且左右对称的2个加热棒，2个加热棒的中点上设置一个温度测点；一级压缩面的内壁面上沿来流方向依次覆盖若干个顺序排列的加热板，各加热板之间间隔隔热槽；二级压缩面和肩部的内壁面上沿来流方向依次覆盖若干组左右对称的加热板，各组加热板之间间隔隔热槽；二级压缩面和肩部中心线上设置有沿来流方向的若干个压力传感器，压力传感器外套装隔热陶瓷管；在各加热板对应的压缩面及肩部位置壁面内，布置若干个温度测点；[0011]各温度测点上分别安装一组热电偶，各热电偶的热电偶导线布置在前体的内壁面上；每组热电偶的热电偶探头嵌入的深度不同，实现沿压缩面及肩部位置壁面全面积、全进深温度测量。[0012]进一步地，所述的尖锐前缘和各加热板上分别设置有独立控制的加热板温度调节5[0013]数据采集系统和温控器分别与计算机连接；温控器与加热板连接；每组热电偶包括4个热电偶，其中，3个热电偶为测量热电偶，分别与数据采集系统连接，分别获得压缩面及肩部位置壁面在3个不同深度处的测量信号；1个热电偶为反馈热电偶，反馈热电偶靠近[0014]测量热电偶将测量信号传输至数据采集系统转换成测点温度值，计算机显示测点温度值，工作人员在计算机上设置目标温度值并将目标温度值发送至温控器，温控器通过反馈热电偶进行PID控制，直至反馈热电偶升温至目标温度值。[0015]进一步地，所述的加热棒和各加热板的与前体的接触面上涂有导热硅脂，用于降低接触热阻；加热板为远红外加热板。[0016]本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法，包括以下内容：[0017]所述的仿真验证方法采用用于超声速风洞仿真的k-@SST湍流模型，同时，在k-@SST湍流模型内采用双温模型模拟超声速流动状态下的瞬态传热；构建二维计算域网格表征进气道中心对称面流场特征；通过有限体积法求解可压缩Navier-Stokes方程组；采用二阶迎风格式进行空间离散；空气基于完全气体假设，分子粘性系数采用Sutherland公式计算；[0018]在数值计算过程中监测各方程残差和内流道的来流质量流量，以残差不再下降且来流质量流量在预先设定的变化范围内为收敛判据。[0019]本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型通过在尖锐前缘、压缩面及肩部位置壁面内嵌多组加热单元，实现了在350K~1000K范围内的模型表面均匀或者梯度温度分布的精确调控，以模拟高超声速飞行器的壁面热环境。本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法证明了高速风洞前体和进气道耦合加热模型具备精确的温度控制与隔热保护能力，并验证了壁温变化对流场结构的显著影响，同时证明了高速风洞前体和进气道耦合加热模型能够有效复现气动热耦合效应，建立了高超声速进气道热-流耦合附图说明[0020]图1为前体和进气道耦合模型的结构示意图；[0021]图2为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的结构示意图；[0022]图3为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的剖面示意图；[0023]图4为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型中的压力传感器分布；[0024]图5为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型中的温度测点布置图；[0025]图6a为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型中的热电偶安装示意图(主视图);[0026]图6b为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型中的热电偶安装示意图(俯视图);[0027]图7为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型中的加热板温度调节装置示意图；[0028]图8a为参考文献给出的实验纹影图；[0029]图8b为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法获得的流6场马赫云图；[0030]图9a为实施例获得的内流道压缩面的静压压力分布对比图；[0031]图9b为实施例获得的唇口内壁面的静压压力分布对比图；[0032]图10a为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法获得的壁面压力随温度变化曲线；[0033]图10b为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法获得的壁面剪切应力随温度变化曲线；[0034]图10c为本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法获得的湍流粘度随温度变化随温度变化曲线。具体实施方式[0037]下面结合附图和实施例对本发明进一步进行详细说明。[0038]本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型，基于如图1所示的前体和进气道耦合模型，前体和进气道耦合模型的前体1内设置有内流道2,唇口3为内流道2的入口；在前体1的尖锐前缘4和压缩面及肩部位置壁面5设置加热结构，形成如图2、图3所示的高速风洞前体和进气道耦合加热模型；[0039]加热结构将压缩面及肩部位置壁面5按照来流方向，从前至后依次划分为一级压缩面503、二级压缩面502和肩部501;尖锐前缘4内设置有垂直于来流方向且左右对称的2个加热棒6,2个加热棒6的中点上设置一个温度测点11;一级压缩面503的内壁面上沿来流方向依次覆盖若干个顺序排列的加热板8,各加热板8之间间隔隔热槽7;二级压缩面502和肩部501的内壁面上沿来流方向依次覆盖若干组左右对称的加热板8,各组加热板8之间间隔隔热槽7;二级压缩面502和肩部501中心线上设置有如图4所示的沿来流方向的若干个压力传感器10,压力传感器10外套装隔热陶瓷管9;在各加热板8对应的压缩面及肩部位置壁面5[0040]各温度测点11分布见图5;各温度测点11上分别安装一组热电偶12,各热电偶12的热电偶导线14布置在前体1的内壁面上；如图6a、图6b所示，每组热电偶12的热电偶探头13嵌入的深度不同，实现沿压缩面及肩部位置壁面5全面积、全进深温度测量。[0041]进一步地，如图7所示，所述的尖锐前缘4和各加热板8上分别设置有独立控制的加热板温度调节装置；加热板温度调节装置包括热电偶12、数据采集系统15、计算机16和温控器17;[0042]数据采集系统15和温控器17分别与计算机16连接；温控器17与加热板8连接；每组热电偶12包括4个热电偶12,其中，3个热电偶12为测量热电偶，分别与数据采集系统15连接，分别获得压缩面及肩部位置壁面5在3个不同深度处的测量信号；1个热电偶12为反馈热电偶18,反馈热电偶18靠近加热板8,与温控器17连接；[0043]测量热电偶将测量信号传输至数据采集系统15转换成测点温度值，计算机16显示7测点温度值，工作人员在计算机16上设置目标温度值并将目标温度值发送至温控器17,温控器17通过反馈热电偶18进行PID控制，直至反馈热电偶18升温至目标温度值。[0044]进一步地，所述的加热棒6和各加热板8的与前体1的接触面上涂有导热硅脂，用于降低接触热阻；加热板8为远红外加热板。[0045]本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法，包括以下内容：[0046]所述的仿真验证方法采用用于超声速风洞仿真的k-@SST湍流模型，同时，在k-@SST湍流模型内采用双温模型模拟超声速流动状态下的瞬态传热；构建二维计算域网格表征进气道中心对称面流场特征；通过有限体积法求解可压缩Navier-Stokes方程组；采用二阶迎风格式进行空间离散；空气基于完全气体假设，分子粘性系数采用Sutherland公式计算；[0047]在数值计算过程中监测各方程残差和内流道2的来流质量流量，以残差不再下降且来流质量流量在预先设定的变化范围内为收敛判据。oftheinternalcompressioninsideahypersonicintake》,采用文中公开的亚琛工业大学高超声速特别合作研究中心的进气道模型内激波系统模型，通过文中公开的实验数据验证本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法有效性。本实施例的计算网格数量为283万。[0049]本实施例的前体1的材质为FS-136不锈钢，壁厚为10mm;每根加热棒6直径8mm、长70mm。加热板8有7个，采用盖板和螺栓固定，一级压缩面503的3个加热板8尺寸为26*130*4mm,二级压缩面502和肩部501的4个加热板8尺寸为38*60*4mm;加热板8基材为微晶玻璃，最高可耐温800℃,加热功率为0.134kW/m²。温控器17能够为加热板8提供高精度的温度测量和控制，能够为加热板8提供高精度的温度测量和控制，有效地减少温度波动，使模型壁面更快地达到并稳定在设定温度。数据采集系统15采集精度为±0.2℃,扫描间隔为100ms,根据傅里叶导热定律计算模型表面温度和壁面厚度方向上的热流密度。[0050]温度测点11有29个，尖锐前缘4、一级压缩面503、二级压缩面502和肩部501分别布置1个、20个、4个、4个温度测点。每个温度测点11由三个热电偶12组成，温范围是-73℃至[0051]实验给定的来流条件：马赫数2.5,总压5600kPa,静压327.75kPa,总温295K,静温131K,进气道喉道后部隔离段长度为79.3mm,出口为无反压通流状态。图8a为技术文献公布的实验纹影图，图8b为采用本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法对图8a进行仿真计算获得的流场马赫云图。可以看出，两者获得的内流道2中的各类斜激波与反射激波的位置及形态基本吻合。图9a、图9b分别展示了内流道压缩面与唇口内壁面的静压压力分布对比图，可以看出，两者的沿程压力基本吻合。对比结果表明，本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法能够达到较高的仿真精度，使用本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法进行壁面温度对流场影响研究是可行的，本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法具有有效性。[0052]继续使用本发明的高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法研究不同壁温对流场结构的影响。设定的来流条件为：马赫数3.0,总压360kPa,静压9.6kPa,总温288K,静温102.86K,进气道喉道后部隔离段长度为79.3mm,出口无反压通流状态。在进气道8前缘、压缩面和肩部位置分别设定恒定壁温。获得的图10a显示，随着壁面温度升高压力上升点向左移动，表明壁面温度增加导致一级压缩面503激波前移及肩部压力峰值降低；从400K加热至1000K时，峰值压力下降11.8%,显示壁面加热能够有效缓解局部高压载荷；图10b显示，一级压缩面503的剪切应力随温度升高单调递减，表明流体粘性耗散效应随壁面加热减弱，边界层速度梯度降低；图10c显示，湍流粘度对壁温高度敏感；从400K升至1000K时，粘度骤降98.8%,表明壁面加热显著抑制了湍流脉动强度，导致近壁区湍流输运能力急剧衰减。可以证明，壁面温度对高超声速进气道气动特性具有显著调控作用，为气动性能优化和降载设计提供了重要参考依据。[0053]本实施例的高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法具有以下特[0054]a.建立多物理场耦合模型；[0055]构建了集成电加热、梯度温控与压力测量的进气道模型，通过加热单元布局与PID算法实现良好的温度均匀性，隔热槽提升横向热阻，氧化锆陶瓷防护使传压力感器温升速率降低67%,从实现了高温环境下多参数同步测量；[0056]b.具有热力学响应特性；[0057]仿真验证表明前体和进气道耦合加热模型在550K、1000K加热时表面温差分别为8.2K、26.3K,最大热变形量为0.195mm,尺寸比<2%,低于高速风洞试验容许阈值；同时通过建立表面温度-热流密度拟合曲线