国外高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性概述.docx
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国外高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性概述
情报交流
国外高超声速飞行器气动弹性和
气动热弹性概述
摘要概述了国外在高超声
速飞行器气动弹性和气动热弹性领域进行的研究活动,重点关注对非定常高超声速气动力学的建模和把流体与结构之间的热传递纳入气动弹性求解等两个问题,归纳出了未来高超声速气动弹性力学和气动热弹性力学的发展方向。
由于吸气式高超声速飞行器机体、推进系统和控制系统的强耦合性,未来的发展趋势是把先进计算气动热弹性法纳入飞行器的综合分析。
来说很大,高速气流的控制方程需要保留非线性特征。
这使得其气动载荷分析比亚声速和超声速气流要难得多。
随着马赫数的增加,强激波离机体越来越近,附面层厚度也迅速增加。
因此,在高马赫数环境下,外层非粘性气流、激波和附面层之间的粘性作用影响更加显著。
同时,由于显著的来流压缩和粘性损耗,激波后的非粘性气流和附面层出现高温
[3,15]
性发展现状,并对重点难点以及未来发展方向进行探讨。
1非定常高超声速气动力学的建模方法
对非定常的气动力准确而有效地建模是高超声速领域气动弹性分析的一个挑战。
过去,由于计算能力和实验设备的限制,研究人员对高超声速飞行器的气动弹性分析必须依靠近似非定常气动力学理论。
然而近来,研究重点转向了基于CFD的高精度计算气动弹性力学(CAE)工具的研发和应用,随着计算能力的不断提高,这种方法逐渐变得可行起来。
1.1近似非定常高超声速气动力学
大部分针对高超声速气动弹性力学的研究都采用了活塞理论,或者类似的VanDyke二阶理论。
但是,其它的一些方法,例如非定常激波膨胀波理论和非定常牛顿碰撞理论有时也被采用。
这些方法都假设高超声速气流无粘性并且忽略了真实气体效应。
尽管作了简化,这些近似手段还是在一些特定情况下得到了
关键词高超声速气动弹
性气动热弹性颤振
。
这种强气动热将导致气
引言
高超声速飞行器设计中面临的高超声速流问题促进了对高超声速气动弹性和气动热弹性的研究。
高超声速飞行器在大气层内飞行带来的气动热和载荷作用于机身,在来流、气动力、结构、控制和推进系统之间产生了复杂的相互作用
[17]
体离解和电离,使附面层发生化学反应。
这些现象在亚声速和超声速飞行中没那么重要,基本上不需要考虑。
因此,高超声速气动力学问题的精确解只能通过求解包括真实气体效应的非定常NS方程来获得,这带来了相当大的计算挑战。
对高超声速气动弹性和气动热弹性领域的研究在20世纪50年代末到60年代非常活跃。
这些研究为航天飞机的气动热弹性设计提供了理论依据。
早期的研究都是断断续续的,明显无法满足高超声速飞行器设计和工作所需的技术要求,本文的目的是研究高超声速气动弹性和气动热弹
。
这些相互作用
在过去并未引起足够关注,而且由于无法利用风洞缩比模型在亚声速流和超声速流中进行气动弹性和气动热弹性方面的常规试验,因而高超声速飞行的气动弹性仿真显得更加重要。
由于速度扰动相对外部声速
情报交流
足够精确的结果
[2,15,16,18]
。
因时求得结构和流体运动方程的解。
为了在新时间步长上利用流体栅格的运动边界条件,首先必须知道流体结构边界的位置和速度。
因此,需要求解整个系统结构方程,而求解的前提是了解当前表面压力,而这又依赖于流场的解,也即依靠于当前时间步长内未知的边界条件。
另外,对结构中随时间推移的点使用拉格朗日法来计算离散化结构模型,而离散化的流体模型则使用欧拉法计算空间中一个特定位置随着时间推移的流体质量。
因此,两个系统的精确耦合是个十分艰难的任务。
求解流体结构耦合系统的一个直接办法是改变每一时间步长的流体网格,这在计算上来说代价很高。
因此,出现了几种替代计算方法来进行瞬时气动弹性的局部细化计算,如时间空间法、随机/混合欧拉拉格朗日法、多域法、泄流法、指数衰减法等。
在CFD计算中,流体网格的质量对于机体表面气动载荷的精确预测是非常关键的。
精确流体计算对网格分辨率的要求给计算资源带来极大的负担,因此,三维结构中高质量网格的生成是一个非常具有挑战性的任务。
CAE分析中最佳时间步长从根本上取决于精度以及计算资源需求的平衡。
1.3气动热弹性与平板颤振
平板颤振是发生在超声速或者高超声速飞行器表面小块局部区域的气动弹性不稳定性,对结构组件(如蒙皮壁板)产生影响。
最小质量要求以及产生大量气动热和不稳定表面压力的高速流的结合,使薄壁面受到极大的平面内和平面外载荷。
大部分关于平板颤振的研究都集中于超声速领域(2 在这方面普遍使用的气动理论要么是活塞理论(Ma>2),或者适用于低超声速(1.2 早期的一系列关于处理高超声速气动热弹性的文献就认为平板颤振对于再入飞行器的设计和高超声速巡航飞行器的研究非常重要,当存在平面内载荷的时候,壁面对扰动不稳定性非常敏感,并提出气动热在平板颤振中扮演了重要角色。 早期对于平板颤振的实验研究显示,由于平板的变形产生非线性膜力,平板只是表现出极限周期振动而不是突然失效。 近期对于平板颤振的研究都采用了有限元对复合板和温度影响进行建模。 当前对于平板颤振进一步的分析研究很活跃。 研究的范围包括了各种机体边界约束条件和负面的几何影响,也包括一些非线性气动弹性平板颤振行为和高速偏航气流中的圆柱形面板。 2高超声速气动弹性研究对机翼和整机的高超声速气动弹性研究更加复杂,要求具有更高的计算能力,因此,与相对便利的平板颤振问题相比,对高超声速流中的机翼和整机的气动弹性行为的研究没有那么系统和 此,高效的计算和易于实施使这些方法非常具有吸引力,在高超声速外形的初步设计和趋势性研究中得到应用。 由于粘性相互作用的存在,附面层向外部无粘流扩散,导致机体有效外形更厚,这种现象在高超声速流中影响更大,对表面压力的分布和气动弹性的稳定性 [16,18,19,20] 均产生了影响。 为了说明其对气动弹性计算的影响,可以计算出静态的附面层厚度然 [16,19,20] 后加到机体表面计算中。 研究人员通常采用两种方法来计算静态附面层厚度。 一是采用半经验的可压缩平板附面层关系来生成有效外形,二是使用通过解定常NS方程得到的定常压力数据。 1.2基于CFD的非定常高超声速气动力学 近年来,随着计算能力的增长,欧拉方程和NS方程的CFD求解成为可行的选择,并且在许多情况下,较实验测试和近似空气动力理论等有显著改善。 最近,在高超声速飞行器的气动弹性和气动热弹性分析上对基于CFD的非定常空气动力学的应用进行了大量研究。 利用基于CFD的空气动力学进行气动弹性分析主要在三个方面: 流体结构耦合;三维精度;时间精度。 为了尽量降低CFD气动弹性分析的高昂成本,需要对这三个问题进行仔细的考虑。 若要对流体中柔性结构的动态响应特性进行预测,则必须同46[16,20] 情报交流 透彻。 但是,一些研究人员通过实验和计算对部分基础性问题进行了研究。 大部分实验性气动弹性数据都是在20世纪50年代晚期到60年代早期使用美国NASA兰利研究中心高超声速气动弹性风洞进行的一系列研究中收集的。 而大部分高超声速气动弹性的高级计算研究工作都是在1984~1994年间出现的,并且主要在NASP计划的激励下进行的。 2.1高超声速外形气动弹性的实验研究 20世纪50年代开始,随着对高超声速领域的兴趣渐增,早期主要围绕X15和X30两个高超声速项目的模型展开研究实验 [8,9] 翼厚度的增加会带来失稳效应。 同样,在上述马赫数范围内,增加机翼钝度可增加其稳定性。 最 后,随着马赫数的增加,活塞理论和实验分析的一致性也得到改善。 还可以看到,活塞理论的结果相对于实验颤振边界不能保持总体守恒 [10] 他还对三角形升力表面高超声速气动弹性行为中机翼前缘后掠的影响进行了实验性和分析性 [19] 研究。 另外,还对钝头单楔形、双楔形以及厚平板形等几种外形进行了研究。 结果显示,机翼前缘后掠角从60增加到65或70,会增加不稳定性,再继续增加则趋于稳定,而在风洞中得到这个结果的后掠角要更大一些。 Geotz把这些结果与用活塞理论以及牛顿非定常气动力学计算的结果进行了比较,结果显示,从颤振速度方面来说,相对于实验结果,活塞理论和牛顿法计算出来的结果是守恒的。 另外,牛顿法的结果更接近地预测了所有考虑的情况的实验颤振速度。 活塞理论的颤振速度比实验颤振速度低50%,而牛顿法的颤振速度最多只比实验颤振速度低25% [19] 。 Sewall等人对各种锥面在Ma=6.83和Ma=15.4的流体 条件下的颤振进行了分析性和实验性研究。 分析结果是通过二阶活塞理论、非定常激波膨胀波理论和非定常牛顿气动力学得出的。 从结果明显看出,非定常牛顿气动力学理论与试验结果相关性更佳,特别是在Ma=15.4时候。 这很可能是由于锥面采用了较厚的几何形状,最适于采用牛顿气动力学理论。 Young对双楔形剖面机翼的二元颤振在Ma=10.0时攻角和机翼厚度的影响也进行了研究。 特别对攻角为0~10下机翼剖面厚度比分别为11%和15%的缩比模型进行了试验。 采用三阶活塞气动理论进行分析,得到的结果可以明显看出,厚度增加、机翼攻角增加,则颤振边界下降。 同样,采用活塞气动力学理论预测的颤振速度在实验值的 [12] 6%范围之内。 Goetz对Ma=15.4时平面为方形、截面为双楔形机翼的前缘钝度对高超声速气动弹性的影响进行了实验性和分析性研究。 分析结果表明,把前缘钝度延长到弦长的1%可以增加稳定性,但是钝度再增大则会带来失稳效应 [13] [11] 来检验为高速飞行器设 想的机翼外形潜在的颤振情况。 Lauten等人在气动弹性方面对用于X15的全动水平尾翼缩比模型可能的颤振情况进行了实验研究。 在Ma=6.86的风洞测试条件下没有观察到任何颤振情况。 采用活塞气动理论,对于颤振速度进行分析性计算,计算得到的颤振速度大约是试验得到的速度的四倍。 分析认为最可能的原因在于模型的刚度 [8] 。 Geotz还通过实验确定了升力曲线斜率,并且利用气动中心 位置来进行双楔形、二自由度机翼的半经验主义的准定常颤振分析。 所用的机翼外形类似于文献[10]和[13]中研究的外形。 半经验主义、准定常分析的结果跟试验结果以及牛顿法和活塞理论非定常气动力学法计算的结果进行了比较。 从这个研究中得出了两个基本结论: 1)俯仰阻尼力矩对于颤振解很重要; 2)半经验主义准定常法预测的颤振精度相对于基于活塞理论和牛顿气动力学的方法不会有 [14] 很大改善。 NASA兰利中心在Ma=20 。 在一些初步研究之后,研究人员着手进行更系统的参数化研究。 Hanson等人对0.7 在超声速和高超声速情况下,采用二阶活塞理论对颤振进行了分析计算。 Hanson观察到,在超声速和高超声速条件下,机。 情报交流 的氦气风洞中对平板和双楔形截面三角形机翼等不同机翼的高超声速气动弹性进行了实验研究,还将结果跟采用线性化二阶活塞理论气动力学法分析的预测结果进行了比较。 Spain等人研究得出了几个结论: 1)平板机翼比双楔形机翼具有更高的稳定性; 2)钝头机翼前缘相对于尖前缘(前缘半径不确定)稳定性有所改善; 3)试验测量的颤振动压大大低于分析值。 Spain等人还作了进一步的分析,用一个附面层位移厚度的薄平板对机翼外形进行修正,分析结果和试验结果之间的一致性得到提高。 这个结果强调了高超声速飞行器上高超声速区域粘性效应对气动弹性行为 [19] 的影响。 2.2高超声速外形气动弹性的计算研究 先进的CAE分析在所有气动弹性求解步骤中集成了CFD流分析和有限元结构分析(FEA),已经成为目前最好的高超声速飞行器气动弹性研究方法。 NASP计划采用先进CAE分析来进行高超声速飞行器的初步设计,研究集中于NASP的X30验证机模型。 除了对NASP飞行器计划的气动弹性研究外,还有关于其它飞行器如X33,X34和X43的相关研究报告。 Gupta等人采用基于CFD的颤振分析对X43的外形进行了气动弹性分析。 系统识别是通过自回归移动平均模型来进行的,48结构和流场都采用有限元方法进行了离散化。 结果显示,Ma=7.0时无论采用欧拉法还是活塞气动弹性理论得到的颤振点结果都是相似的。 从颤振点相对于马赫数7时X43的轨道的位置明显看出,飞行器在工作环境定常区域内将运行良好 [2] 翼的颤振马赫数差别仅在5%~8%,而考虑整机时差别则超过了25%。 结论认为,这是由于对整机来说,升力体机身和尾翼之间的相互作用增加了三维流的影响。 分段活塞气动力学理论没有很好的捕获到这一影响。 由于来流的高超声速,这些外形在很低的换算频率下就经受了颤振影响。 因此,只要是薄机身且三维流动影响够小,三阶活塞理论这种准定常气动力学理论就能够有效对非定常气动情况进行建模。 从粘性流和非粘性流结果都可以很明显看出,高超声速气动弹性中的粘性效应与工作环境相关。 对于某些外形和工作环境,这两种类型的来流有着显著的不同。 相反,在其它情况下则没有不同。 因此,需要开展更多的工作来研究粘性效应对高超声速飞行器的影响。 最后,对于三维流和粘性效应很重要的外形,气动弹性系统需要使用复杂得多的气动弹性理论来求解,而不是常用的近似理论。 另外,在相对较低的高度上,气动弹性分析中被忽略的气动加热会导致高的颤振马赫数。 因此,由于这种工作环境中的气动热效应非常显著,为了计算真正的气动弹性行为,这种效应也必须考虑进来。 3高超声速气动热弹性研究 高超声速飞行器的气动加热会使结构材料的性能下降,同时,由于存在延时问题,热输入环境条件的快速变化,还有温度分布的不均衡,都给机身带来了 。 Nydick等人研究了一个近似于X33RLV的完整无约束普通高超声速飞行器的气动弹性行为。 结果显示,飞行器在高马赫数和高高度时发生了颤振。 非定常气动弹性理论的建模采用了一阶活塞理论,该理论是对校正载荷的粗略近似。 刚度配平和燃料的存在都会对计算的颤振边界产生一定的影响。 但是,结果表明颤振边界对飞行器刚度控制参数非常敏感,这说明几何缩比模型并不适用于飞行器的气动弹性分析 [21] 。 McNamara利用欧拉法和NS法来计算双楔形机翼的气动弹性。 得到的结果还与用其他几种近似气动理论计算得出的结果进行了比较,以检查各近似方法的适用范围,同时也进一步研究了粘性作用在高超声速领域的重要性。 该研究的一个重要部分是得到关于高超声速相似参数的普适性结果。 这个参数的作用体现在它能描述不同来流/机体组合之间的相似性。 换句话说,绕厚机体流动的中马赫数流与绕薄机体流动的高马赫数流,如果两个系统的高超声速相似值相同,这两种流动是相似的。 从该研究中还可以看出,采用欧拉法和三阶活塞理论计算机 [16] 情报交流 热应力。 由于材料性能下降和热应力的存在,材料刚度下降,导致结构本身的频率下降。 围绕着高超声速飞行器的气流带来的气动加热使材料的热力学特性和传热特性发生显著变化,高的传热速率可能带来电离,也会由于辐射变得不绝热。 每种因素都可以严重影响高超声速飞行器的气动弹性行为。 通常,气动热弹性问题可以通过忽略较弱耦合以及影响气动加热的气动压力来进行简化。 这样就可以将气动热弹性分析简化为一个气动热问题和一个单独的气动弹性问题。 气动热弹性的这个简化是基于三个重要的假设: 1)热生成和弹性变形之间的热力学耦合被忽略; 2)动力气动弹性耦合很小,如气动热系统的特征时间相对于气动弹性系统的各自然模式的时间周期来说比较大; 3)静态气动弹性耦合较小,即总的气动弹性变形不足以改变温度的分布。 在大部分情况下,前两个假设条件都能满足,但气动压力很可能导致机翼变形,攻角发生变化,从而改变机翼的热分布。 在高超声速气动热弹性领域已公布的研究很有限。 另外,由于这个问题的复杂性,所有进行的研究都做了不同程度的近似处理。 进行气动热弹性分析主要问题之一是需要联合几种计算工具,如CFD解算器、结构解算器以及传热解算器。 先进的计算气动热弹性力学(CATE)分析需要在这几个解算器之间进行大量的数据传递。 一些研究人员研究开发代码把这些解算器有效的连接起来。 Thornton等人用有限元法把气流、热、结构分析集成为综合代码。 通过NS方程求出动压和加热,得到了不锈钢翼段的气动加热结果,表明在高超声速(Ma=6.6)下,由于气动热和动压导致的翼段变形使气流产生了激波、膨胀波以及回流区。 因此,加热速度的分布被严重改变。 McNamara注意到,高超声速飞行器中的传热是瞬变的。 因此,关于高超声速气动热弹性,需要重点考虑随时间变化的工作环境。 例如,在一定高度和一定马赫数下的瞬变加热与持续变化的工作环境下的瞬变加热是不一样的。 因此,高超声速飞行器瞬变加热与其飞行轨迹是相关联的。 为了解决这个问题,McNamara基于为FALCON的HCV高超声速巡航飞行器设定的典型飞行轨迹,计算了机翼的气动热弹性稳定性,确定了机翼自由振动特征的变化。 通过设定两种不同的情况,评估自由振动特性对相应轨道的微小变化的敏感性。 首先,计算了迎角变化时机翼的自由振动特性。 结果表明,在气动热的影响下,频率的变化对气流迎角的变化并不敏感。 第二种情况,把马赫数增加25%,沿着轨道计算了机翼的自由振动特性。 显示马赫数增加25%产生的结果与第一种情况是类似的,但产生热失稳的时间减少了约8min,也可以看出,对于这个轨道,马 ! 22∀ 赫数增加25%比迎角从0增加到4对模态频率具有更明显的影响。 从大动压比上可以很明显 的看出,对于这种类型的轨道,机翼的热失稳比颤振更重要。 这很可能是由这种典型轨道所在临近空间环境的低密度空气造成的。 由于机翼远没达到HCV所要求的距离(17000km)时就失效了,因此,该结果突出了先进材料和/或者主动冷却系统的必要性 [16] 。 4未来发展方向 高超声速飞行器的研究历史超过了60年。 但是,能实现持续高超声速飞行的高超声速飞行器设计还有许多问题要解决。 气动热和压力载荷问题在高超声速飞行领域特别突出。 由于吸气式高超声速结构的机身和各组件之间的耦合,高超声速气动热弹性的研究对于飞行器的耐久性和对推进和控制系统的开发都是非常必要的。 由于无法对气动弹性或者气动热弹性进行缩比模型试验,这个问题更加难于解决。 所以,计算气动弹性力学和计算气动热弹性力学对高超声速飞行研究必不可少。 从对高超声速气动弹性和气动热弹性的研究现状中可以确定几个未来的发展方向。 首先很明显,先进计算方法在气动弹性领域的应用越来越普遍。 气动弹性力学专家能够基于定常欧拉和NS方程进行非定常气动力学的计算。 但是,使用这些工具进行基础技术研究距离全尺寸高超声速飞行器的气动弹性分析和设计 情报交流 还有很长的路要走。 最大的障碍是与气动热结合之后的计算难度和巨额计算成本。 如前文所述,该领域进行的工作还非常有限,都还停留在基础研究的层面。 因此,该领域还有很多工作要做,包括: 1)充分研究气动力控制系统热弹性力之间的相互影响; 2)开发能够解决相关计算的可行方法。 在气动热弹性分析中精确结合真实气体效应和化学性质,这是可靠地设计高超声速飞行器的一个重要要求。 高超声速气动弹性力学和高超声速气动热弹性力学的另一个发展方向与高超声速飞行器的多学科属性有关。 高超声速飞行器的结构、控制、推进系统和升力结构之间都存在显著的相互作用。 因此,气动热弹性力学不仅要考虑结构系统,还要考虑推进系统和控制系统。 在近20年的研究中,基本上专注于高超声速飞行器的多学科分析。 但是,这些分析都无一例外地对真实问题进行了大量的简化。 从对高超声速飞行器多学科分析的研究可以看出,这些复杂飞行器的综合分析和设计需要精确的结构模型,许多研究人员在开展相关研究时就已广泛使用了简化模型。 由于气动热弹性效应对结构的强烈影响,所以一方面要努力提升目前高超声速气动热弹性力学研究水平,另一方面还要把它与整体分析过程紧密结合。 参考文献 [1]CazierFW,DoggettRV,Rick [7] ettsRH.Structuraldynamicandaeroelasticconsiderationsforhypersonicvehicles.Structures, Proc. 32th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC StructuralDynamics andMaterialsConference,Baltimore,MD,April8~10,1991[2]GuptaKK,VoelkerLS,Bach C,DoyleT,HahnE.CFDBasedaeroelasticanalysisoftheX43hypersonicflightvehicle. 39th aerospacesciencesmeeting&exhibit,2001,AIAA,20010712[3]AndersonJD.Hypersonicand hightemperaturegasdynamics,NewYork,1989 [4]NydickI.Studiesinhypersonic [5]BlanksonIM.AirBreathing yearsofhypersonics: wherewe#vebeenandwherewe#regoing.progressinaerospacesciences,2003(39): 511~536FidanB,MirmiraniM,airbreathing hypersonic Ioannouvehi P.Flightdynamicsandcontrolofcles: reviewandnewdirections.12thAIAAInternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologies,Norfolk,VA,2003,AIAA,20037081[8]LautenWT,LeveyGM,Arm strongWO. 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