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申请/专利权人：北京空天技术研究所

摘要：本发明提供了一种用于飞行器双缝‑热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻；建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格；根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；开展非定常传热传质计算；初始化计算域；开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气‑固‑渗流紧耦合传热方法计算。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中在进行缝隙‑密封条‑翼盒腔体传热数值模拟时，常规气动热传热计算方法不适用，且常规非定常计算方法计算量过大的技术问题。

主权项：1.一种用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻，提取热侵入起始时刻翼盒腔内压力和缝隙出入口压力；建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格，将缝隙处流场区域的网格划分到翼盒入口处，或根据外部典型时刻准稳态流场的计算结果，将缝隙处流场区域的网格划分到缝隙内超音速流动区域，将跨音速区、低速流动区包含在网格之内；根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；开展非定常传热传质计算，对于翼盒外部区域，翼面设置为气动热边界条件，缝隙入口设置为速度入口边界条件，缝隙出口设置为压力出口边界条件；初始化计算域；开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气-固-渗流紧耦合传热方法计算，从0时刻开始计算，将缝隙口的边界条件设置为壁面边界条件，时间推进计算到热侵入起始时刻，将缝隙入口的边界条件切换为速度入口边界条件，将缝隙出口的边界条件切换为压力出口边界条件，将腔内压力赋值为热侵入起始时刻对应的翼盒腔内压力，将温度赋值为初始温度。

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权利要求：

百度查询： 北京空天技术研究所 用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法