本发明涉及航天领域，尤其涉及一种高超声速目标表面动态温度建模方法。
背景技术：
滑翔类的临近空间高超声速目标一般不具有主动的动力装置，而是通过在高空中的投放、再入过程而获得很高飞行速度。该类临近空间目标的飞行速度可达15～25ma，一方面会产生强烈的气动加热作用；另一方面，为了保护高超声速目标的结构完整性和系统安全，其表面通常覆盖有隔热材料，以减弱表面向内部的热传导作用，所以高超声速目标会经历一个较长的弹道时间才能达到热平衡。从目标特性研究的角度，临近空间高超声速目标的表面温度会沿其弹道呈现与时间相关的变化过程，而现有的气动加热计算方法主要有两种，一种是只模拟处于热平衡状态下的表面温度分布，该方法无法准确预测滑翔类临近空间目标在实际作战过程中的温度和红外辐射特征；另一种是通过等温壁面假设，每隔一定时间间隔内，将流场和结构传热分别进行计算并人工的进行耦合，该方法在精度和效率上都存在不足。
技术实现要素：
针对上述现有技术存在的缺陷，本发明提供一种高超声速目标表面动态温度建模方法，有效的模拟高超声速目标表面温度动态变化过程，形成气动加热与结构传热的耦合技术，提高了高超声速目标温度场仿真的计算精度和效率。
本发明提供的一种高超声速目标表面动态温度建模方法，建立湍流n-s方程，其特征在于，包括：
(1)根据高超声速目标气动加热的过程数据建模；
(2)模拟所述高超声速目标的表面材料和结构的瞬态热传导的数据并建模；
(3)将高超声速目标气动加热的过程数据和模拟目标材料结构的瞬态热传导的数据进行耦合计算；
(4)确定高超声速目标的动态表面温度，并根据其数值完成动态温度建模。
优选的，动态温度建模时建立湍流n-s方程，其中：
采用雷诺平均的方法来求解湍流n-s方程；
湍流模型采用kω-sst模型；
时间积分采用隐式格式求解；
空间离散采用二阶迎风格式求解。
较优选的，步骤(1)根据高超声速目标气动加热的过程数据建模时，所述高超声速目标表面的迎风激波附面层内采用六面体网格进行划分，且第一层网格质心到壁面的无量纲距离值(y+值)不大于1。
较优选的，步骤(1)在高超声速目标气动加热时，产生包括高超声速目标绕流的热力学非平衡过程、空气电离的化学反应非平衡过程和表面催化反应过程；
当产生高超声速目标绕流的热力学非平衡过程时，采用双温模型建立高超声速目标绕流的热力学非平衡过程；
当产生空气电离的化学反应非平衡过程时，在阿伦尼乌斯方程中采用独立逆反应速率计算参数；
当产生表面催化反应过程时，采用完全催化壁建立所述高超声速目标的表面催化反应过程。
较优选的，步骤(1)所述高超声速目标气动加热为非线性过程，采用有限元方法求解其对应的热传递方程，计算所述高超声速目标的结构的热传导过程和瞬态的温度场；
在采用有限元方法求解时，设定的值包括：材料的热导率、比热容、发射率，结构的温度和热流热边界条件。
较优选的，在热传递方程中，其温度值和热流值与所述有限元方法中的换热系数满足如下表达式：
式中，ε为外表面材料的发射率；σ为斯忒藩-玻尔兹曼常数；ks为防热材料的热导率；δ为表面防热材料的厚度；t0为热传递方程中的瞬态温度值；t∞为环境温度；tb为防热层内层温度；h为对流换热系数。
较优选的，步骤(3)进行耦合计算的步骤包括：
1)在cfd-fastran中对cfd-ace+的实时调用进行声明；
2)在所述cfd-fastran中对传热的耦合方式进行声明，在声明中定义所述热传递方程中的瞬态温度值t0为气体边界层底部和壁面上的耦合参数；
3)在所述cfd-fastran中生成边界文件，包括气体边界层的网格数据；
4)在所述cfd-ace+中将所述边界文件进行关联，使所述cfd-ace+中参与计算的固体壁面网格与所述cfd-fastran中参与计算的气体边界层网格一一对应；
5)在所述cfd-ace+的边界条件设置中，利用ubound函数声明边界上的交互参数为所述热传递方程中的瞬态温度值t0和热流密度，完成耦合设置。
较优选的，所述采用双温模型建立高超声速目标绕流的热力学非平衡过程时，能量平衡方程为：
e＝et+ev；
式中，t为时间；ρ为密度；xj为长度张量；h为总焓；uj为速度张量；λt为平动传热系数；λr为转动传热系数；t为温度；λv为振动传热系数；λe为电子传热系数；tv为振动温度；hs为组分s的单位质量焓；ds为组分s的扩散系数；χs为组分s的摩尔质量分数；μ为粘性系数；ui为速度张量；xi为长度张量；uk为速度张量；xk为长度张量；δij为克罗内克函数；qrad为辐射能量；e为总能量；et为动-转能量；ev为振-电子能量。
较优选的，所述在阿伦尼乌斯方程中采用独立逆反应速率计算参数时，包括：
化学反应步k，其表达式为：
其中，mi为组分i的化学符号；vi′k和vi″k分别为在反应步k中，组分i在反应物和生成物中的化学当量数；
在反应步k中，组分i的生成率ωik的表达式为：
其中，wi为组分i的分子量，kfk和kbk分别为正向和逆向的反应速率；
在阿伦尼乌斯公式中，计算反应速率kfk的表达式为：
其中，a为指前因子，t为温度，n为温度指数，e为活化能，r为气体常数；
组分i的组元包括o2，n2，o，n，o+，n+，o2+，n2+，no，no+和e-。
较优选的，所述采用完全催化壁建立所述高超声速目标的表面催化反应过程时，壁面上的组分引射流量
式中，u为法向速度；d为扩散率；ρ为气体密度；σspecies为组分species的质量分数。
本发明的技术方案中，有效的模拟了高超声速目标表面温度动态变化过程，形成气动加热与结构传热的耦合技术，提高了高超声速目标温度场仿真的计算精度和效率。本发明还为高超声速目标在整个飞行包线或者飞行弹道内的实时表面温度分布情况的模拟提供了计算方法，对于高超声速目标的热防护技术和目标特性研究具有重要的应用价值。
本发明采用双温模型建立高超声速目标绕流的热力学非平衡过程，使其具有更高的精度，符合高超声速飞行目标的物理实际。
附图说明
图1为本发明实施例的动态温度建模方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实施例，对本发明进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本发明的这些方面。
本实施例提出的一种高超声速目标表面动态温度建模方法，其流程图如图1所示，总体建立湍流n-s方程，其中：
采用雷诺平均的方法来求解湍流n-s方程；
湍流模型采用kω-sst模型；
时间积分采用隐式格式求解；
空间离散采用二阶迎风格式求解。本实施例具体包括步骤有：
(1)根据高超声速目标气动加热的过程数据建模；建模时，高超声速目标表面的迎风激波附面层内采用六面体网格进行划分，且第一层网格质心到壁面的无量纲距离值(即y+值)不大于1。因为高超声速目标气动加热为非线性过程，采用有限元方法求解其对应的热传递方程，计算所述高超声速目标的结构的热传导过程和瞬态的温度场。
在热传递方程中，其温度值和热流值与所述有限元方法中的换热系数满足如下表达式：
式中，ε为外表面材料的发射率；σ为斯忒藩-玻尔兹曼常数；ks为防热材料的热导率；δ为表面防热材料的厚度；t0为热传递方程中的温度值；t∞为环境温度；tb为防热层内层温度；h为对流换热系数。
在采用有限元方法求解时，设定的值包括：材料的热导率、比热容、发射率，结构的温度和热流热边界条件。在瞬态计算中，定义合适于整个计算时间的时间步长(一般为整个时间的0.001)。
还值得注意的是，在高超声速目标气动加热时，会产生包括高超声速目标绕流的热力学非平衡过程、空气电离的化学反应非平衡过程和表面催化反应过程；
当产生高超声速目标绕流的热力学非平衡过程时，采用双温模型建立高超声速目标绕流的热力学非平衡过程，即由一个单一的温度t来描述分子的平动能和转动能的分布，由另一个单一的温度tv来描述振动能和电子的激发、平动能。能量平衡方程为：
e＝et+ev；
式中，t为时间；ρ为密度；xj为长度张量；h为总焓；uj为速度张量；λt为平动传热系数；λr为转动传热系数；t为温度；λv为振动传热系数；λe为电子传热系数；tv为振动温度；hs为组分s的单位质量焓；ds为组分s的扩散系数；χs为组分s的摩尔质量分数；μ为粘性系数；ui为速度张量；xi为长度张量；uk为速度张量；xk为长度张量；δij为克罗内克函数；qrad为辐射能量；e为总能量；et为动-转能量；ev为振-电子能量。
当产生空气电离的化学反应非平衡过程时，在阿伦尼乌斯方程中采用独立逆反应速率计算参数；具体包括：
化学反应步k，其表达式为：
其中，mi为组分i的化学符号；vi′k和vi″k分别为在反应步k中，组分i在反应物和生成物中的化学当量数；
在反应步k中，组分i的生成率ωik的表达式为：
其中，wi为组分i的分子量，kfk和kbk分别为正向和逆向的反应速率；
在阿伦尼乌斯公式中，计算反应速率kfk的表达式为：
其中，a为指前因子，t为温度，n为温度指数，e为活化能，r为气体常数；
组分i的组元包括o2，n2，o，n，o+，n+，o2+，n2+，no，no+和e-(即电子)。
当产生表面催化反应过程时，采用完全催化壁建立所述高超声速目标的表面催化反应过程。其壁面上的组分引射流量
式中，u为法向速度；d为扩散率；ρ为气体密度；σspecies为组分species的质量分数。
(2)模拟所述高超声速目标的表面材料和结构的瞬态热传导的数据并建模；
(3)将高超声速目标气动加热的过程数据和模拟目标材料结构的瞬态热传导的数据进行耦合计算，包括步骤有：
1)在cfd-fastran中对cfd-ace+的实时调用进行声明；
2)在所述cfd-fastran中对传热的耦合方式进行声明，在声明中定义所述热传递方程中的瞬态温度值t0为气体边界层底部和壁面上的耦合参数；
3)在所述cfd-fastran中生成边界文件，包括气体边界层的网格数据；
4)在所述cfd-ace+中将所述边界文件进行关联，使所述cfd-ace+中参与计算的固体壁面网格与所述cfd-fastran中参与计算的气体边界层网格一一对应；
5)在所述cfd-ace+的边界条件设置中，利用ubound函数声明边界上的交互参数为所述热传递方程中的瞬态温度值t0和热流密度，完成耦合设置。
(4)确定高超声速目标的动态表面温度，并根据其数值完成动态温度建模。
本发明所说的高超声速目标，包括大于10马赫的速度飞行的再入目标或者高超声速目标临近空间飞行器。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。