考虑表面质量引射效应的气动热计算方法
阅读说明：本技术 考虑表面质量引射效应的气动热计算方法 (Aerodynamic heat calculation method considering surface quality injection effect ) 是由 尤其 曾磊 杨肖峰 李芹 刘深深 杜雁霞 刘磊 肖光明 魏东 桂业伟 于 2021-11-10 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种考虑表面质量引射效应的气动热计算方法,包括步骤：S1,获取高超声速飞行器的几何外型；S2,针对获取的高超声速飞行器的几何外型进行网格划分；S3,获取高超声速来流速度数据、高超声速来流温度数据、高超声速来流密度数据和高超声速来流压力数据,并输入表面质量引射气体质量流率数据和表面质量引射气体温度数据到计算机处理器中；S4,计算表面质量引射气体密度数据、表面质量引射气体速度数据、表面质量引射气体压力数据和表面质量引射气体温度数据；S5,计算高超声速飞行器壁面热流数据,通过所述壁面热流数据表达高超声速飞行器的气动热环境；本发明可以更精准地预测含表面质量引射的高超声速飞行器气动热环境。(The invention discloses a pneumatic thermal calculation method considering surface quality injection effect, which comprises the following steps: s1, acquiring the geometric shape of the hypersonic aircraft; s2, performing grid division on the geometric shape of the obtained hypersonic aircraft; s3, acquiring hypersonic incoming flow speed data, hypersonic incoming flow temperature data, hypersonic incoming flow density data and hypersonic incoming flow pressure data, and inputting surface quality injection gas mass flow rate data and surface quality injection gas temperature data into a computer processor; s4, calculating surface mass injection gas density data, surface mass injection gas velocity data, surface mass injection gas pressure data and surface mass injection gas temperature data; s5, calculating wall surface heat flow data of the hypersonic flight vehicle, and expressing the aerodynamic heating environment of the hypersonic flight vehicle through the wall surface heat flow data; the method can be used for predicting the aerodynamic thermal environment of the hypersonic aircraft with surface quality injection more accurately.)
技术领域
本发明涉及气动热和热防护领域，更为具体的，涉及一种考虑表面质量引射效应的气动热计算方法。
背景技术
高超声速飞行器面临着严重的气动热环境，研究人员采用各种热防护手段以突破热障。在各种热防护手段中，烧蚀防热技术已被广泛应用了数十年；而发汗冷却技术因其独特优势，被寄厚望于解决临近空间高超声速飞行器的热防护难题。上述的两种热防护技术均涉及表面质量引射：如烧蚀防热技术中的热解、蒸发/升华与各种化学反应等都包含气体从材料表面析出进入流场的现象和发汗冷却技术中的冷却剂从多孔介质表面射入流场的现象等。
现有的考虑表面质量引射效应的气动热计算方法，主要存在如下缺点：
1. 总结工程经验的计算方法，虽然计算速度快，但不能探究表面质量引射在高超声速飞行器上对气动热环境产生的细节影响；
2. 只考虑了高超声速飞行器表面质量引射现象中垂直表面射流的影响，而未考虑平行表面流动粘性带来的影响；
3. 在计算过程中进行模型表面数据的处理时，仅用表面质量引射气体的法向速度来模拟表面质量引射中垂直表面射流，在壁面网格点和临近壁面第一层网格点之间压力梯度为零，不能较真实的反映表面质量引射效应等。
综上，现有的考虑表面质量引射效应的气动热计算方法存在考虑现象单一和预测现象不准确、不精细的问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供考虑表面质量引射效应的气动热计算方法，可以更精准地预测高超声速飞行器表面质量引射效应对气动热环境的影响。
本发明的目的是通过以下方案实现的：
一种考虑表面质量引射效应的气动热计算方法，包括步骤：
S1，获取高超声速飞行器的几何外型；
S2，针对获取的高超声速飞行器的几何外型进行网格划分；
S3，获取高超声速来流速度数据、高超声速来流温度数据、高超声速来流密度数据和高超声速来流压力数据，并输入表面质量引射气体质量流率数据和表面质量引射气体温度数据到计算机处理器中；
S4，在计算机处理器中，基于步骤S3中的数据和利用表面质量引射气体常数数据来计算表面质量引射气体密度数据、表面质量引射气体速度数据、表面质量引射气体压力数据和表面质量引射气体温度数据；
S5，在计算机处理器中，将步骤S1~S4中的数据均带入N-S方程进行计算得到高超声速飞行器壁面热流数据，通过所述壁面热流数据表达高超声速飞行器的气动热环境，然后基于计算机显示单元进行呈现所述气动热环境。
进一步地，在步骤S2中，包括如下子步骤：针对高超声速飞行器外型结合工况按由点到线、由线到面、由面到体的顺序逐步绘制高超声速飞行器的几何外型对应的网格，然后完成网格划分。
进一步地，在步骤S4中，包括子步骤：
S40，输入表面质量引射气体质量流率、表面质量引射气体温度 和表面质 量引射气体常数 ，并利用步骤S3中获取的高超声速来流速度数据、高超声速来流温度 数据、高超声速来流密度数据和高超声速来流压力数据，通过流场计算获得临近壁面第一 层网格点上的压力 、临近壁面第一层网格点上的密度 、临近壁面第一层网格点上的 法向速度 ；
S41，按照如下公式计算表面质量引射气体密度数据：
S42，利用步骤S2计算得到的表面质量引射气体密度数据 和步骤S3输入的表 面质量引射气体质量流率 ，按照如下公式计算表面质量引射的垂直射流气体的法向 速度 ：
；
S43，利用得到的表面质量引射气体密度数据 和步骤S3输入的表面质量引射 气体温度 和表面质量引射气体常数 ，按照如下公式计算得到表面质量引射气体压 力：
。
进一步地，所述高超声速飞行器包括航天器返回舱。
进一步地，所述高超声速飞行器包括钝头高超声速再入导弹。
进一步地，所述高超声速飞行器包括临近空间高超声速飞行器。
进一步地，所述高超声速飞行器包括火星及其他行星进入器。
进一步地，在步骤S3中，根据已知的高超声速飞行器弹道即不同时刻高超声速飞 行器所处的高度数据和高超声速飞行器马赫数数据，查气体参数表得到高超声速来流声速 数据、高超声速来流温度数据、高超声速来流密度数据和高超声速来流压力数据；根据已知 的高超声速马赫数数据和查表得到的高超声速来流声速数据求得高超声速飞行器来流速 度数据， ， 为高超声速飞行器来流速度、 为高超声速飞行器马赫数、 为高超声速来流声速。
进一步地，在步骤S4中，所述表面质量引射气体常数由气体的物性参数表中查得。
本发明的有益效果包括：
本发明实施例中提供了一种考虑表面质量引射效应的气动热计算方法，该方法较现有技术更加贴近表面质量引射效应。具体的，该方法既考虑了高超声速飞行器上含质量引射区域的壁面垂直射流带来的影响又考虑了平行于壁面流动的气体具有非常大的粘性带来的影响，按以上表面质量引射的特点采用了垂直壁面方向压力梯度不为零的动量守恒方程计算处理，相较于现有技术给出的用法向速度模拟壁面垂直射流的方案更加贴近物理现象，实现更精准地预测高超声速飞行器表面质量引射效应对气动热环境的影响。
本发明实施例的计算方法输入端为表面质量引射气体质量流率、表面质量引射气体温度和表面质量引射气体常数数据，表面质量引射气体质量流率在实际的工程实践和实验中更易直接获取，可以更精准地预测高超声速飞行器表面质量引射效应对气动热环境、流动特点等的影响及其影响规律。
本发明实施例的计算方法通过更精准、真实的模拟表面质量引射效应，可以为热防护技术中的烧蚀技术和发汗冷却技术的流固热耦合计算研究打下良好的基础。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中的计算方法的实现中的方向设置示意图；其中， 是法向方 向， ， 是切面上的两个方向；
图2为本发明实施例中的考虑表面质量引射效应的气动热计算方法中的模型表面数据处理示意图；
图3为本发明实施例中的考虑表面质量引射效应的气动热计算方法中的模型表面数据处理流程图；
图4为现有理论计算和实验模型采用的模型图；其中，该模型为半锥角为5°的圆锥，其中，从模型头部沿表面的前3.75英寸L为无表面质量引射区域（无阴影部分），即正常固壁面；从3.75英寸处开始再向后16.25英寸，即一直到模型尾端，为表面质量引射区域（阴影部分）；
图5为现有理论计算结果和实验数据与采用本发明考虑表面质量引射效应的气动 热计算方法进行计算得到的壁面热流结果对比图；其中，横坐标为无量纲化距离（沿模型表 面长度s/参考长度L=95.25mm。纵坐标为无量纲化的壁面热流（壁面热流 /参考热流 ）。图5右上角图示中CAPTER代表在CAPTER计算平台中采用本发 明的考虑表面质量引射效应的气动热计算方法进行计算的结果，Theory代表用理论方法计 算得到的结果，Experiment代表实验得到的结果。m=0代表注入率为0%，m=0.04代表注入率 为0.04%，m=0.08代表注入率为0.08%，对应各个结果的线和符号如图5右上角图示显示。注 入率：表面质量引射气体质量流率比来流质量流率；
图6为本发明方法实施例的步骤流程图。
具体实施方式
本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。
实施例1
如图1~图6所示，一种考虑表面质量引射效应的气动热计算方法，包括步骤：
S1，获取高超声速飞行器的几何外型；
S2，针对获取的高超声速飞行器的几何外型进行网格划分；
S3，获取高超声速来流速度数据、高超声速来流温度数据、高超声速来流密度数据和高超声速来流压力数据，并输入表面质量引射气体质量流率数据和表面质量引射气体温度数据到计算机处理器中；
S4，在计算机处理器中，基于步骤S3中的数据和利用表面质量引射气体常数数据来计算表面质量引射气体密度数据、表面质量引射气体速度数据、表面质量引射气体压力数据和表面质量引射气体温度数据；
S5，在计算机处理器中，将步骤S1~S4中的数据均带入N-S方程进行计算得到高超声速飞行器壁面热流数据，通过所述壁面热流数据表达高超声速飞行器的气动热环境，然后基于计算机显示单元进行呈现所述气动热环境。
实施例2
在实施例1的基础上，在步骤S2中，包括如下子步骤：针对高超声速飞行器外型结合工况按由点到线、由线到面、由面到体的顺序逐步绘制高超声速飞行器的几何外型对应的网格，然后完成网格划分。
实施例3
在实施例1的基础上，在步骤S4中，包括子步骤：
S40，输入表面质量引射气体质量流率 、表面质量引射气体温度 和表面 质量引射气体常数 ，并利用步骤S3中获取的高超声速来流速度数据、高超声速来流温 度数据、高超声速来流密度数据和高超声速来流压力数据，通过流场计算获得临近壁面第 一层网格点上的压力 、临近壁面第一层网格点上的密度、临近壁面第一层网格点上的 法向速度 ；
S41，按照如下公式计算表面质量引射气体密度数据 ：
S42，利用步骤S2计算得到的表面质量引射气体密度数据 和步骤S3输入的表 面质量引射气体质量流率 ，按照如下公式计算表面质量引射的垂直射流气体的法向 速度 ：
；
S43，利用得到的表面质量引射气体密度数据 和步骤S3输入的表面质量引射 气体温度 和表面质量引射气体常数 ，按照如下公式计算得到表面质量引射气体压 力：
。
在本发明基于实施例1的其他实施方式中，需要说明的是，所述高超声速飞行器包括航天器返回舱。
在本发明基于实施例1的其他实施方式中，需要说明的是，所述高超声速飞行器包括钝头高超声速再入导弹。
在本发明基于实施例1的其他实施方式中，需要说明的是，所述高超声速飞行器包括临近空间高超声速飞行器。
在本发明基于实施例1的其他实施方式中，需要说明的是，所述高超声速飞行器包括火星及其他行星进入器。
在本发明基于实施例1的其他实施方式中，需要说明的是，在步骤S3中，根据已知 的高超声速飞行器弹道即不同时刻高超声速飞行器所处的高度数据和高超声速飞行器马 赫数数据，查气体参数表得到高超声速来流声速数据、高超声速来流温度数据、高超声速来 流密度数据和高超声速来流压力数据；根据已知的高超声速马赫数数据和查表得到的高超 声速来流声速数据求得高超声速飞行器来流速度数据， ， 为高超声速飞 行器来流速度、 为高超声速飞行器马赫数、 为高超声速来流声速。
在本发明基于实施例1的其他实施方式中，需要说明的是，在步骤S4中，所述表面质量引射气体常数由气体的物性参数表中查得。
将采用本发明实施例考虑表面质量引射效应的气动热计算方法进行计算得到的 结果与Marvin, J. G.等人（Marvin J, Akin, C M, Combined Effects of Mass Addition and Nose Bluntness on Boundary-Layer Transition, AIAA Journal, Vol. 8, NO. 5, 1970, pp. 857-863.ss）先前得到的理论计算解和实验数据进行了对比评估， 该理论解是由Marvin, J. G.等人研究的通过一种考虑表面质量引射的非相似层流边界层 方程计算得到的，该实验数据是Marvin, J. G.等人在Ames 3.5-ft 高超声速风洞中测得 的。计算和实验模型如图4所示，计算和实验的工况如表1所示。图5展示了采用该方法计算 得到的壁面热流结果和Marvin, J. G.等人计算和实验得到的壁面热流结果的比较。计算 时按条件采用对应的边界条件，其中无表面质量引射的壁面区域设置为粘性壁面边界条 件，等温壁壁温 ；表面质量引射区域采用本发明实施例所示考虑表面质量 引射效应的气动热计算方法中的模型表面数据处理方法，其中表面质量引射气体温度；表面质量引射气体常数按理论计算与实验对应条件设置为空气气体常 数；表面质量引射气体质量率由无量纲数注入率得来，注入率等于 ,其中为表面 质量引射气体密度， 为表面质量引射气体法向速度， 为来流气体密度， 为来 流气体速度，本实施例中对应实验和计算选择了注入率为0%（即无表面质量引射粘性壁 面）、0.04%和0.08%三个条件。由图5中可以看到结果大致相同，且趋势一致。
表1 计算和实验的工况数据
（来流空气马赫数）
（来流空气温度）
（来流空气密度）
（来流空气压力）
本发明功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，在一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）以及相应的软件中执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、或者光盘等各种可以存储程序代码的介质，进行测试或者实际的数据在程序实现中存在于只读存储器（Random Access Memory，RAM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）等。
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