本发明涉及一种气热弹三场耦合仿真分析方法，属于航天产品数字化设计与多物理场耦合仿真技术领域。
背景技术：
航天运输系统飞行过程中包含大量的复杂多物理场问题，比较典型的情况是飞行器上升段高速飞行过程中的热气动弹性现象。高速飞行的飞行器会同时受到结构场、流场、温度场三者共同作用，空气摩擦改变箭体表面温度，而温度反过来又影响结构与流体的物理属性，这种飞行器的流场、结构温度场、结构应力场之间的耦合关系属于三场耦合。
其中，三场耦合中又具体包含了气热耦合(流场、结构温度场)、气弹耦合(流场、结构应力场)、热弹耦合(结构温度场、结构应力场)这三对不同场之间的耦合关系。根据耦合作用的区域可以把耦合分为边界耦合和域耦合，相互耦合作用的两场通过域之间的共有界面发生作用的方式是边界耦合，气热耦合和气弹耦合属于边界耦合；相互耦合作用的两场发生在同一区域上且两场在区域内的任何位置都相互关联的方式是域耦合，热弹耦合属于域耦合。
在求解方法上，多物理场耦合仿真通常可以分为强耦合和弱耦合方法。强耦合方法将各物理场的控制方程组装配成耦合方程组，求解非线性耦合方程组获得耦合系统的特征向量，界面耦合条件通过直接隐式耦合迭代求解满足。弱耦合方法分别求解每个物理场的控制方程组，耦合条件通过场之间数据传递来满足。
现有技术中，对于飞行器的气热弹三场耦合仿真方法还比较少，尤其是高超声速飞行器的气热弹耦合仿真，且现有仿真方法计算繁杂。
技术实现要素：
(一)要解决的技术问题
针对现有技术中的上述需求，本发明提出一种气热弹三场耦合仿真分析方法，其基于气热弹三个物理场之间的耦合关系，建立了气热弹耦合仿真数学模型与物理模型，提供了气热弹耦合控制方程的离散及求解方法，并探知了气热弹耦合数据的传递方法。
(二)技术方案
一种气热弹三场耦合仿真分析方法，针对气热弹三场耦合计算，气热弹三场通过数据传递实现耦合仿真；其中，气指代气体流场，热指代飞行器固体温度场，弹指代飞行器固体弹性应力场；该仿真分析方法适用于飞行器上升段高速飞行过程，并采用时间推进机制进行，具体包括以下步骤：
步骤1、从外部获取当前飞行状态参数以供气热弹耦合计算；
步骤2、气热弹耦合计算模块按照耦合迭代算法进行气热弹三场间的耦合计算，给出当前飞行状态下飞行器受到的气动力与气动力矩；
步骤3、外部根据当前飞行状态下飞行器的受力情况，计算飞行器下一时刻的飞行状态，并将飞行器下一时刻的飞行状态传递给气热弹耦合计算模块；
步骤4、判断是否满足仿真终止条件，如满足，则终止仿真，如不满足，则继续仿真。
所述步骤1具体包括：
步骤11：初始化飞行状态参数，所述飞行状态参数包括飞行高度、马赫数、舵偏、飞行器远前方自由来流、飞行器内壁温度tw、飞行器质量、飞行器转动惯量、仿真时间、步长时间，置初始时间t＝0；其中，飞行器远前方自由来流的参数包括飞行器远前方自由来流的速度vin、飞行器远前方自由来流的压力p∞、飞行器远前方自由来流的温度tinf；
步骤12：依据所述初始化飞行状态参数和飞行器三维数字样机模型构建计算网格；
步骤13、确定n-s方程组边界条件、飞行器固体温度场控制方程以及飞行器固体弹性应力场平衡方程边界条件；
步骤14：确定飞行器气体流场迭代初值、飞行器固体温度场初值、飞行器固体弹性应力场初始位置值。
所述步骤2具体包括：
步骤21：迭代计算t时刻的气热弹三场耦合所涉及到的各参数的数值；
步骤22：进行气热弹三场间的耦合计算；
步骤23：输出气动力、气动力矩、飞行器结构变形量、飞行器结构温度分布t、气体流场分布、飞行器固体温度场分布、飞行器固体弹性应力场分布。
所述步骤22具体为：包括气动计算、传热计算、结构计算；将气动计算和传热计算结合形成气热耦合，将传热计算和结构计算结合形成热弹耦合；将气动计算和结构计算结合形成气弹耦合；将气热耦合、气弹耦合、热弹耦合共同耦合为流体区域和固体区域的网格重新生成以获得气热弹三场间的耦合。
所述步骤3具体包括：
步骤31：读取步骤23中各输出的数据；
步骤32：确定位置、速度的初值；
步骤33：计算t时刻所涉及到的各外部参数的数值；
步骤34：输出位置、速度的值。
所述步骤4具体为：判断是否满足仿真终止条件，若满足条件则终止仿真，输出仿真结果；若不满足，则将时间向前推进一个步长δt，令t＝t+δt，并返回步骤21。
耦合计算采用耦合动力学控制方程进行，所述耦合动力学方程包括气体流场控制方程、飞行器固体温度场控制方程、飞行器固体弹性应力场控制方程，边界条件同时满足气弹、气热、热弹耦合的边界条件。
气体流场控制方程对流项采用迎风格式离散，时间的离散则采用显式格式离散，时间步长的选取依据气体流动速度、局部网格的空间尺度进行选择；飞行器固体温度场控制方程采用中心差分格式离散，采用交替隐式迭代求解，其时间步长的选取与网格空间尺度相关。
基于气体流场控制方程和飞行器固体温度场控制方程中迭代的时间推进，飞行器固体弹性应力场控制方程按照位移求解问题处理联立的三个二阶偏微分方程，采用有限元数值计算方法给出其相应的数值解。
为了协调气体流场控制方程迭代与飞行器固体温度场控制方程的迭代时间步长，根据稳定性要求，估算二者的数量级，并调整每一迭代循环中二者各自的迭代步数，建立气热耦合的时间推进机制；采取同样的方法分别建立热弹耦合、气弹耦合的推进机制。
(三)有益效果
本发明提出一种气热弹三场耦合仿真分析方法，其基于气热弹三个物理场之间的耦合关系，建立了气热弹耦合仿真数学模型与物理模型，提供了气热弹耦合控制方程的离散及求解方法，并探知了气热弹耦合数据的传递方法。该方法不仅可以应用在高超声速多物理场耦合的建模与仿真技术中，还可以为我国其它相关型号飞行器的多场耦合仿真提供理论和技术参考，为加快我国高超声速飞行器的理论研究和工程研制具有重要意义和价值。
具体实施方式
一种气热弹三场耦合仿真分析方法，针对气热弹三场耦合计算，气热弹三场通过数据传递实现耦合仿真；其中，气指代气体流场，热指代飞行器固体温度场，弹指代飞行器固体弹性应力场；该仿真分析方法适用于飞行器上升段高速飞行过程，并采用时间推进机制进行，具体包括以下步骤：
步骤1、从外部获取当前飞行状态参数以供气热弹耦合计算；
步骤2、气热弹耦合计算模块按照耦合迭代算法进行气热弹三场间的耦合计算，给出当前飞行状态下飞行器受到的气动力与气动力矩；
步骤3、外部根据当前飞行状态下飞行器的受力情况，计算飞行器下一时刻的飞行状态，并将飞行器下一时刻的飞行状态传递给气热弹耦合计算模块；
步骤4、判断是否满足仿真终止条件，如满足，则终止仿真，如不满足，则继续仿真。
所述步骤1具体包括：
步骤11：初始化飞行状态参数，所述飞行状态参数包括飞行高度、马赫数、舵偏、飞行器远前方自由来流、飞行器内壁温度tw、飞行器质量、飞行器转动惯量、仿真时间、步长时间，置初始时间t＝0；其中，飞行器远前方自由来流的参数包括飞行器远前方自由来流的速度vin、飞行器远前方自由来流的压力p∞、飞行器远前方自由来流的温度tinf；
步骤12：依据所述初始化飞行状态参数和飞行器三维数字样机模型构建计算网格；所述飞行器三维数字样机模型通常为三维cad结构实体模型，适用于仿真建模过程；
步骤13、确定n-s方程组边界条件、飞行器固体温度场控制方程以及飞行器固体弹性应力场平衡方程边界条件；
步骤14：确定飞行器气体流场迭代初值、飞行器固体温度场初值、飞行器固体弹性应力场初始位置值。
所述步骤2具体包括：
步骤21：迭代计算t时刻的气热弹三场耦合所涉及到的各参数的数值；
步骤22：进行气热弹三场间的耦合计算；
步骤23：输出气动力、气动力矩、飞行器结构变形量、飞行器结构温度分布t、气体流场分布、飞行器固体温度场分布、飞行器固体弹性应力场分布。
所述步骤22具体为：包括气动计算、传热计算、结构计算；将气动计算和传热计算结合形成气热耦合，将传热计算和结构计算结合形成热弹耦合；将气动计算和结构计算结合形成气弹耦合；将气热耦合、气弹耦合、热弹耦合共同耦合为流体区域和固体区域的网格重新生成以获得气热弹三场间的耦合。
所述步骤3具体包括：
步骤31：读取步骤23中各输出的数据；
步骤32：确定位置、速度的初值；
步骤33：计算t时刻所涉及到的各外部参数的数值；
步骤34：输出位置、速度的值。
所述步骤4具体为：判断是否满足仿真终止条件，若满足条件则终止仿真，输出仿真结果；若不满足，则将时间向前推进一个步长δt，令t＝t+δt，并返回步骤21。
耦合计算采用耦合动力学控制方程进行，所述耦合动力学方程包括气体流场控制方程、飞行器固体温度场控制方程、飞行器固体弹性应力场控制方程，边界条件同时满足气弹、气热、热弹耦合的边界条件。
气体流场控制方程对流项采用迎风格式离散，时间的离散则采用显式格式离散，时间步长的选取依据气体流动速度、局部网格的空间尺度进行选择；飞行器固体温度场控制方程采用中心差分格式离散，采用交替隐式迭代求解，其时间步长的选取与网格空间尺度相关。
基于气体流场控制方程和飞行器固体温度场控制方程中迭代的时间推进，飞行器固体弹性应力场控制方程按照位移求解问题处理联立的三个二阶偏微分方程，采用有限元数值计算方法给出其相应的数值解。
为了协调气体流场控制方程迭代与飞行器固体温度场控制方程的迭代时间步长，根据稳定性要求，估算二者的数量级，并调整每一迭代循环中二者各自的迭代步数，建立气热耦合的时间推进机制；采取同样的方法分别建立热弹耦合、气弹耦合的推进机制。