[发明专利]一种再入弹道防热一体化设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种再入弹道设计方法，特别是一种再入弹道防热一体化设计方法，适合应用面对称高速再入飞行器，实现精确快速的气动特性预测和气动数据生成，适于再入弹道设计领域。

背景技术

升力式再入飞行器再入过程加热时间长、热环境严峻，防热隔热需综合考虑，如航天飞机、X-37B和IXV飞行器都是典型的例子。为了获得良好的气动特性和基于重复使用的考虑，一般需采用保持飞行器外形不变的非烧蚀或者微烧蚀热防护技术。另外，飞行时间较长，且热流较高，还要考虑隔热设计，以保持飞行器内部温度不至过高。这需要弹道、热环境、热防护协同开展多学科优化设计。

通常先根据总体任务需求生成弹道，根据生成的弹道情况进行热环境分析，根据生成的热环境数据进行热防护系统设计。当防热结果不满足总体要求、或者弹道设计面临新的总体任务需求时，三个专业需重新进行串行迭代分析，直到获得满足三个专业要求和总体指标需求的方案。考虑到众多的参数组合和约束条件，三个学科分开设计，往往需要大量的时间和工作才能获得有效的方案，这方面可以进行改进。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种再入弹道防热一体化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。

本发明的技术解决方案是：一种再入弹道防热一体化设计方法，用于面对称导弹的再入弹道设计，步骤如下：

(1)根据预先设定的再入弹道设计的参数范围，对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，获得飞行器驻点热流和飞行器各典型部位的热流，所述参数包括高度、速度、马赫数和攻角；所述典型部位包括端头、迎风面、背风面、侧缘和气动舵面；

(2)在再入弹道设计的参数范围内，计算飞行器驻点热流和飞行器各典型部位的热流之间的比例关系，构建热流数据库；

(3)计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，并查询步骤(2)中的热流数据库获得再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流；

(4)利用步骤(3)中得到的再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流，根据时间积分计算出再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热载；

(5)给定热防护结构形式、防热材料物性和热防护结构内边界温度阈值，计算再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，并利用该对应关系构建热载数据库；

(6)设计一条飞行再入弹道，并判断该弹道是否同时满足热流条件和热载条件，若满足，则该再入弹道满足要求，若不满足，则该再入弹道不满足要求，重新设计再入弹道，所述热流条件为：

再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流均小于等于热防护材料耐受极限；

所述热载条件为：

整个飞行过程中再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位热载均小于等于再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载。

所述步骤(1)中对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，具体为：

(1-1)利用工程算法计算参数范围内飞行器各典型部位的气动热环境；

(1-2)利用数值仿真和风洞试验结果对步骤(1-1)中的工程计算结果进行修正。

所述工程算法为切锥法结合边界层理论。

所述步骤(3)中计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，具体通过Fay-Riddell方法实现。

所述步骤(5)中再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系具体为：给定热防护结构形式、防热材料物性和热防护结构内边界温度阈值条件下，当热防护结构内边界温度达到阈值时，不同飞行时间条件下，再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载。

所述步骤(5)中再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系具体通过有限元方法离散求解热传导方程求解得到。

所述步骤(6)中的再入导弹设计方法为基于地球椭球模型的自适应容错再入制导算法。