本申請(qǐng)屬于航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，具體涉及一種航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法。

背景技術(shù)：

1、航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)涉及對(duì)結(jié)構(gòu)的流-熱-固分析，由于航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)尺寸較大，例如后體噴管、機(jī)翼、機(jī)身等，且內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，當(dāng)前，對(duì)于機(jī)體結(jié)構(gòu)的流-熱-固分析，通常先由氣動(dòng)專業(yè)基于結(jié)構(gòu)外形及飛行剖面開展外部流場(chǎng)分析，得到結(jié)構(gòu)表面的絕熱壁溫及等溫壁熱流，再由結(jié)構(gòu)專業(yè)基于上游熱載荷，進(jìn)行作用在結(jié)構(gòu)上的對(duì)流邊界轉(zhuǎn)換，并完成瞬態(tài)熱分析，最后以瞬態(tài)熱分析結(jié)果為邊界輸入，開展力場(chǎng)分析，包括靜力分析、振動(dòng)特性分析等，該種分析方法存在以下缺陷：

2、1)氣動(dòng)專業(yè)對(duì)于熱載荷的計(jì)算，未考慮結(jié)構(gòu)內(nèi)部構(gòu)造影響，忽略結(jié)構(gòu)熱沉，導(dǎo)致熱載荷輸入偏高；

3、2)計(jì)算誤差累加反復(fù)載荷映射誤差，導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確度較差；

4、3)整個(gè)計(jì)算流程由不同專業(yè)完成，氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度不同專業(yè)，模型不統(tǒng)一、網(wǎng)格不統(tǒng)一，協(xié)同效率低。

5、鑒于上述技術(shù)缺陷的存在提出本申請(qǐng)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請(qǐng)的目的是提供一種航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，以克服或減輕已知存在的至少一方面的技術(shù)缺陷。

2、本申請(qǐng)的技術(shù)方案是：

3、一種航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，包括：

4、步驟一、建立機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型；

5、步驟二、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型進(jìn)行氣動(dòng)網(wǎng)格劃分，在建立機(jī)體結(jié)構(gòu)外部熱流場(chǎng)過程中，同步完成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分；

6、步驟三、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行流場(chǎng)分析，基于外部熱流場(chǎng)邊界條件，完成外部溫度場(chǎng)分析，以及內(nèi)部傳熱分析；

7、步驟四、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型進(jìn)行單獨(dú)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，將流場(chǎng)分析熱載荷映射到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上；

8、步驟五、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行力場(chǎng)分析，包括靜力分析、振動(dòng)特性分析以及模態(tài)分析。

9、根據(jù)本申請(qǐng)的至少一個(gè)實(shí)施例，上述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法中，步驟一中，以catia建立機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型。

10、根據(jù)本申請(qǐng)的至少一個(gè)實(shí)施例，上述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法中，步驟二中，以icem對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型進(jìn)行氣動(dòng)網(wǎng)格劃分，建立機(jī)體結(jié)構(gòu)外部熱流場(chǎng)，以及進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。

11、根據(jù)本申請(qǐng)的至少一個(gè)實(shí)施例，上述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法中，步驟三中，以fluent對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行流場(chǎng)分析，以機(jī)體結(jié)構(gòu)外部熱流場(chǎng)作為邊界條件，完成外部溫度場(chǎng)分析，以及內(nèi)部傳熱分析，得到熱載荷。

12、根據(jù)本申請(qǐng)的至少一個(gè)實(shí)施例，上述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法中，步驟四中，以hyperworks對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型進(jìn)行單獨(dú)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，進(jìn)而將流場(chǎng)分析熱載荷映射到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上。

13、根據(jù)本申請(qǐng)的至少一個(gè)實(shí)施例，上述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法中，步驟五中，以workbench對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力分析、振動(dòng)特性分析，以及以modal工具對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析。

14、本申請(qǐng)至少存在以下有益技術(shù)效果：

15、提供一種航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，設(shè)計(jì)通過一套模型完成流-熱-固多場(chǎng)耦合分析，流場(chǎng)計(jì)算過程考慮內(nèi)部結(jié)構(gòu)影響，結(jié)構(gòu)力場(chǎng)分析原位調(diào)用流場(chǎng)分析結(jié)果，可從根本上規(guī)避由于反復(fù)載荷映射產(chǎn)生的人為誤差，規(guī)避模型考慮不全導(dǎo)致的熱載荷偏高問題，同時(shí)能夠提升計(jì)算的協(xié)同效率。

技術(shù)特征：

1.一種航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，其特征在于，

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，其特征在于，

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，其特征在于，

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，其特征在于，

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流-熱-固耦合分析方法，其特征在于，

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)屬于航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種航空飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)流?熱?固耦合分析方法，包括：步驟一、建立機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型；步驟二、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型進(jìn)行氣動(dòng)網(wǎng)格劃分，在建立機(jī)體結(jié)構(gòu)外部熱流場(chǎng)過程中，同步完成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分；步驟三、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行流場(chǎng)分析，基于外部熱流場(chǎng)邊界條件，完成外部溫度場(chǎng)分析，以及內(nèi)部傳熱分析；步驟四、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)幾何模型進(jìn)行單獨(dú)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，將流場(chǎng)分析熱載荷映射到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上；步驟五、對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行力場(chǎng)分析，包括靜力分析、振動(dòng)特性分析以及模態(tài)分析。

技術(shù)研發(fā)人員：魏衍強(qiáng),王欽,夏甜,李堯,盧楓
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15