技術(shù)特征：

1.一種復(fù)雜高超聲速飛行器燒蝕效應(yīng)快速計(jì)算技術(shù)，其特征在于：包括如下步驟

步驟1、高超聲速飛行器氣動(dòng)加熱；

步驟2、材料的燒蝕模型；

步驟3、燒蝕效應(yīng)快速計(jì)算；

步驟4、利用動(dòng)態(tài)插值技術(shù)，對(duì)彈道狀態(tài)進(jìn)行準(zhǔn)動(dòng)態(tài)模擬。

2.如權(quán)利要求1所述的復(fù)雜高超聲速飛行器燒蝕效應(yīng)快速計(jì)算技術(shù)，其特征在于：步驟1具體包括

步驟1-1、無(wú)粘外流，采用歐拉方程作為控制方程求解無(wú)粘流動(dòng)，取物面參數(shù)近似作為邊界層的外緣參數(shù)，其中，所需要的邊界層外緣參數(shù)有：網(wǎng)格信息、速度分量、馬赫數(shù)、靜壓、密度、靜溫以及總能；

步驟1-2、高速邊界層傳熱，計(jì)算表面熱流密度需分為兩個(gè)部分：駐點(diǎn)區(qū)和非駐點(diǎn)區(qū)，在駐點(diǎn)區(qū)，在任何情況下，駐點(diǎn)的流動(dòng)都存在精確相似解，采用Fay-Riddell方法，駐點(diǎn)熱流密度計(jì)算公式表示如下：

$q_{ws}=0.763{\mathrm{Pr}}^{-0.6}{\left(\frac{{\mathrm{\ρ}}_w{\mathrm{\μ}}_w}{{\mathrm{\ρ}}_s{\mathrm{\μ}}_s}\right)}^{0.1}\sqrt{{\mathrm{\ρ}}_s{\mathrm{\μ}}_s{\left(\frac{{\mathrm{du}}_e}{dx}\right)}_s}\·\[1+({\mathrm{Le}}^{0.52}-1)\frac{h_D}{h_s}\](h_s-h_w)$

式中，Pr＝0.71，Le＝1.0；式中ρ_w為物面密度，μ_w為物面粘性系數(shù),h_w為物面焓值，ρ_s為駐點(diǎn)處密度，μ_s為駐點(diǎn)處粘性系數(shù)，h_D為平均空氣電離焓；

步驟1-3、氣動(dòng)加熱流固耦合計(jì)算，對(duì)于結(jié)構(gòu)傳熱，根據(jù)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的畢奧數(shù)Bi大小，防熱層可以分為熱薄壁和熱厚壁兩種類型；

對(duì)于熱薄壁，采用一維熱傳導(dǎo)方程，計(jì)算公式如下：

${\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\δ}}{c}_{\mathrm{\δ}}\mathrm{\δ}\frac{dT}{dt}=\mathrm{\α}(T_{\mathrm{\α}w}-T_w)-{\mathrm{\ϵ\σT}}_w^4$

初始條件：T_w|_t＝0＝T₀

式中，ρ_δ為材料密度；c_δ為材料比熱容；δ為材料厚度；α為傳熱系數(shù)；ε為材料輻射系數(shù)；

對(duì)上式構(gòu)建差分方程進(jìn)行求解，并使用代替如下：

$T_w=\frac{\[{\mathrm{\αT}}_{\mathrm{\α}w}-\mathrm{\ϵ}\mathrm{\σ}{\left(T_w^{k-1}\right)}^4\]\frac{\mathrm{\Δ}t}{{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\δ}}{c}_{\mathrm{\δ}}\mathrm{\δ}}+T_w^{k-1}}{1+\mathrm{\α}\frac{\mathrm{\Δ}t}{{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\δ}}{c}_{\mathrm{\δ}}\mathrm{\δ}}}$

對(duì)于熱厚壁，在計(jì)算中，由內(nèi)向外熱厚壁分為j層，簡(jiǎn)化后的熱傳導(dǎo)方程為：

(1)表層：

(2)最內(nèi)層：

(3)中間層：

初始條件：T_j|_t＝0＝T₁|_t＝0＝T_n|_t＝0＝T₀

其中下標(biāo)m為材料類型，n為第n層，λ_m為熱傳導(dǎo)系數(shù)；

同樣構(gòu)建差分方程，并做近似處理為的近似代替，為的近似代替，如下：

(1)表層：

(2)最內(nèi)層：

(3)中間層：

在t_n時(shí)間步的求解中，先以上一時(shí)間步t_n-1的壁面溫度計(jì)算結(jié)構(gòu)作為本時(shí)間步的壁面熱邊界條件，進(jìn)行邊界層的氣動(dòng)加熱計(jì)算，得到t_n時(shí)間步的熱流密度接著，以該熱流密度作為熱邊界條件，進(jìn)行結(jié)構(gòu)傳熱的計(jì)算，得到t_n時(shí)間步的壁面溫度然后又作為下一時(shí)間步t_n+1流場(chǎng)計(jì)算的物面熱邊界條件。

3.如權(quán)利要求2所述的復(fù)雜高超聲速飛行器燒蝕效應(yīng)快速計(jì)算技術(shù)，其特征在于：步驟2具體包括：

碳材料在較低溫度下首先發(fā)生氧化，隨著溫度升高，氧化急劇增加，進(jìn)入氧化擴(kuò)散控制區(qū)，氧化率受邊界層內(nèi)氧氣的輸運(yùn)快慢程度的控制，在更高溫度下，碳-氮反應(yīng)和碳的升華反應(yīng)出現(xiàn)，引入質(zhì)量燒蝕率和B無(wú)因此質(zhì)量燒蝕率系數(shù)，下列計(jì)算公式中，C代表組元濃度，其下標(biāo)表示組元的成分，同時(shí)下標(biāo)中e與w分別表示邊界層外緣條件和壁面條件，MO表示氧原子的分子量，Tw為表面溫度，對(duì)于層流，對(duì)于湍流，q_or為無(wú)燒蝕情況下的熱流，h_r為總焓，氧化受速率控制的過(guò)程(T_w＜1700K)，忽略該溫度范圍內(nèi)的碳氮反應(yīng)以及碳的升華反應(yīng)，按照下式計(jì)算：

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{m}}_C=\frac{{\tilde{C}}_{O_{2}e}}{1+B}/\left(\frac{1}{1/{\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}}_{ch}+1/{\mathrm{\α}}_{d1}}\right)\\ B=\frac{{\stackrel{\·}{m}}_C}{{\mathrm{\ψq}}_{or}/h_r}\\ {\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}}_{ch}=\frac{{\mathrm{\α}}_{ch}(1+B)}{\left(C_{\stackrel{\‾}{O}e}-\frac{M_O}{M_C}B\right)}\\ {\mathrm{\α}}_{d1}=\frac{M_C}{M_O}(1+B){\mathrm{\α}}_c\left(0\right)\end{array}\right.$

其中，為氧化速率系數(shù)，

為當(dāng)量擴(kuò)散系數(shù)，α_c(0)＝ψq_or/h_r，

氧化受氧氣運(yùn)輸快慢控制(1700K≤T_w＜3300K)，忽略該溫度范圍被的碳氮反應(yīng)以及碳的升華反應(yīng)，按照下式計(jì)算：

$\left\{\begin{array}{c}B=\frac{M_C}{M_O}{\tilde{C}}_{O_{2}e}=0.1725\\ {\stackrel{\·}{m}}_C=B\·\frac{{\mathrm{\ψq}}_{or}}{h_r}\end{array}\right.$

在升華過(guò)程中(3300K≤T_w)，可按照下式計(jì)算：

$B=\frac{{\[\underset{i=1}{\overset{3}{\Σ}}{C}_i+\frac{M_C}{M_{CO}}{C}_{CO}+\frac{M_C}{M_{CN}}{C}_{CN}+\frac{M_C}{M_{C_{2}N}}{C}_{C_{2}N}\]}_w}{1-{\[\underset{i=1}{\overset{3}{\Σ}}{C}_i+\frac{M_C}{M_{CO}}{C}_{CO}+\frac{M_C}{M_{CN}}{C}_{CN}+\frac{M_C}{M_{C_{2}N}}{C}_{C_{2}N}\]}_w}$

${\stackrel{\·}{m}}_C={\mathrm{B\ψq}}_{or}/h_r$

根據(jù)能量守恒原則可以得到：

$q_b={\mathrm{\ψq}}_{or}1-h_w/h_r-{\mathrm{\ϵ\σT}}_w^4+{\stackrel{\·}{m}}_C{\mathrm{\ΔH}}_{CO}$

式中ΔH_CO表示一氧化碳的生成熱，h表示空氣焓，下標(biāo)r表示總焓，

在升華燒蝕階段，空氣溫度較高，碳的氧化反應(yīng)、氮化反應(yīng)以及升華反應(yīng)都已經(jīng)出現(xiàn)，同樣根據(jù)能量守恒原則得到：

$\begin{array}{c}{q}_b=\frac{{\mathrm{\ψq}}_{or}}{h_r}\[h_r-h_w+(1+B)\frac{M_O}{M_{CO}}{C}_{{\mathrm{CO}}_w}({\mathrm{\ΔH}}_{CO}\\ -\frac{M_C}{M_O}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V-{\mathrm{\ΔH}}_{O_2})+(1+B)\frac{M_N}{M_{CN}}{C}_{{\mathrm{CN}}_w}({\mathrm{\ΔH}}_{CN}\\ -\frac{M_C}{M_N}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V-{\mathrm{\ΔH}}_{N_2})-B\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V+(1+B)\frac{M_N}{M_{C_{2}N}}\\ C_{C_2{N}_w}({\mathrm{\ΔH}}_{C_{2}N}-\frac{M_C}{M_N}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V-{\mathrm{\ΔH}}_{N_2})\]-{\mathrm{\ϵ\σT}}_w^4\end{array}$

其中，

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V=\underset{i=1}{\overset{3}{\Σ}}{\mathrm{\λ}}_i{\mathrm{\ΔH}}_{V_i}$

${\mathrm{\λ}}_i=\frac{C_{C_i}}{\underset{i=1}{\overset{3}{\Σ}}{C}_{C_i}}$

ΔH表示反應(yīng)熱，表示平均升華熱，下標(biāo)V表示碳蒸汽。

4.如權(quán)利要求3所述的復(fù)雜高超聲速飛行器燒蝕效應(yīng)快速計(jì)算技術(shù)，其特征在于：步驟3具體包括：在步驟2中引入q_ab表示考慮燒蝕效應(yīng)的熱流密度，在獲得了q_ab之后，將其作為第二類邊界條件帶入結(jié)構(gòu)傳熱計(jì)算當(dāng)中

對(duì)于熱薄壁，可以改寫為：

$T_w=\frac{\[q_{ab}-\mathrm{\ϵ}\mathrm{\σ}{\left(T_w^{k-1}\right)}^4\]\mathrm{\Δ}t}{{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\δ}}{c}_{\mathrm{\δ}}\mathrm{\δ}}+T_w^{k-1}$

對(duì)于熱厚壁，可以改寫為：

表層：

式中，對(duì)于氧化燒蝕：

$q_{ab}={\mathrm{\ψq}}_{or}1-h_w/h_r+{\stackrel{\·}{m}}_C{\mathrm{\ΔH}}_{CO}$

對(duì)于升華燒蝕：

$\begin{array}{c}{q}_{ab}=\frac{{\mathrm{\ψq}}_{or}}{h_r}\[h_r-h_w+(1+B)\frac{M_O}{M_{CO}}{C}_{{\mathrm{CO}}_w}({\mathrm{\ΔH}}_{CO}-\frac{M_C}{M_O}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V-{\mathrm{\ΔH}}_{O_2})\\ +(1+B)\frac{M_N}{M_{CN}}{C}_{{\mathrm{CN}}_w}({\mathrm{\ΔH}}_{CN}-\frac{M_C}{M_N}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V-{\mathrm{\ΔH}}_{N_2})-B\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V+\\ (1+B)\frac{M_N}{M_{C_{2}N}}{C}_{C_2{N}_w}({\mathrm{\ΔH}}_{C_{2}N}-\frac{M_C}{M_N}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{H}}_V-{\mathrm{\ΔH}}_{N_2})\]\end{array}.$

5.如權(quán)利要求4所述的復(fù)雜高超聲速飛行器燒蝕效應(yīng)快速計(jì)算技術(shù)，其特征在于：在不同時(shí)刻，沿整個(gè)彈道飛行僅需要四次無(wú)粘外流解的計(jì)算狀態(tài)，即4個(gè)插值文件，假設(shè)在該時(shí)刻各個(gè)狀態(tài)對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)和攻角分別為：(Ma₁,α₁),(Ma₁,α₂),(Ma₂,α₁),(Ma₂,α₂)，對(duì)應(yīng)的飛行器表面某點(diǎn)處某參數(shù)的值分別為A11,A12,A21,A22,則在所需要求解的馬赫數(shù)攻角狀態(tài)(Ma_x,α_x)下在參考高度上的該點(diǎn)處的該參數(shù)可以用以下一組公式進(jìn)行計(jì)算：

$A_{x1}=A_{11}*\frac{M_2-M_x}{{\mathrm{Ma}}_2-{\mathrm{Ma}}_1}+A_{21}*\frac{M_x-M_1}{{\mathrm{Ma}}_2-{\mathrm{Ma}}_1}$

$A_{x2}=A_{12}*\frac{M_2-M_x}{{\mathrm{Ma}}_2-{\mathrm{Ma}}_1}+A_{22}*\frac{M_x-M_1}{{\mathrm{Ma}}_2-{\mathrm{Ma}}_1}$

$A_{xx}=A_{x1}*\frac{{\mathrm{\α}}_2-{\mathrm{\α}}_x}{{\mathrm{\α}}_2-{\mathrm{\α}}_1}+A_{x2}*\frac{{\mathrm{\α}}_x-{\mathrm{\α}}_1}{{\mathrm{\α}}_2-{\mathrm{\α}}_1}.$