[发明专利]一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法

权利要求书

1.一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法，其特征在于，包括：

基于飞行器简化外形，采用气动热工程预示方法开展气动热环境预示，得到气动热工程预示结果；

根据所述气动热工程预示结果确定控制舵舵轴截面位置流态沿弹道的变化，并根据所述控制舵舵轴截面位置流态沿弹道的变化，确定流态发生变化的弹道时间段；

针对流态发生变化的弹道时间段，从所述流态发生变化的弹道时间段中选择多组典型弹道点，对所述多组典型弹道点开展不同流态情况下真实外形的飞行器热环境数值计算，得到飞行器控制舵缝隙区域的热流分布；

根据所述飞行器控制舵缝隙区域的热流分布，对多组同一典型弹道点在不同流态情况下的舵缝隙区域热流进行对比；

当同一典型弹道点在湍流流态下的舵缝隙区域热流不大于层流流态下的舵缝隙区域热流时，选用层流流态开展控制舵缝隙区域的热环境数值计算，得到第一计算结果；

根据所述第一计算结果对所述气动热工程预示结果进行修正，得到第一修正结果；

根据所述第一修正结果对所述控制舵缝隙区域的热环境沿弹道进行设计。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述流态发生变化的弹道时间段，包括：

从湍流变为层流的第一弹道时间段和从层流变为湍流的第二弹道时间段。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

根据所述控制舵舵轴截面位置流态沿弹道的变化情况，确定流态未发生变化的弹道时间段；

针对流态未发生变化的弹道时间段，若根据所述气动热工程预示结果确定在所述未发生变化的弹道时间段内控制舵舵轴截面位置的流态为层流流态，选用层流流态开展控制舵缝隙区域的热环境数值计算，得到第二计算结果；

根据所述第二计算结果对所述气动热工程预示结果进行修正，得到第二修正结果；

根据所述第二修正结果对所述控制舵缝隙区域的热环境沿弹道进行设计。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

针对流态未发生变化的弹道时间段，若根据所述气动热工程预示结果确定在所述未发生变化的弹道时间段内控制舵舵轴截面位置的流态为湍流流态，选用湍流流态开展控制舵缝隙区域的热环境数值计算，得到第三计算结果；

根据所述第三计算结果对所述气动热工程预示结果进行修正，得到第三修正结果；

根据所述第三修正结果对所述控制舵缝隙区域的热环境沿弹道进行设计。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于飞行器简化外形，采用气动热工程预示方法开展气动热环境预示，得到气动热工程预示结果，包括：

在攻角为零时：当飞行器边界层外缘雷诺数等于转捩雷诺数时，确定转捩起始点，根据如下公式(1)计算攻角为零时的转捩雷诺数(Re_trb)_α＝0°，以及，根据如下公式(2)计算转捩区长度ΔS_tr：

其中，下标“tr”表示转捩，下标“trb”表示转捩起始；Re表示雷诺数，Ma_e表示边界层外缘雷诺数，α表示攻角，S表示流线长度；

在攻角不为零时：根据如下公式(3)计算转捩起始点的轴向位置X_trb：

其中，X表示轴线位置，表示轴向方位角；

在飞行器边界层边从层流发展到完全湍流的过程中，根据转捩间歇因子进行气动热环境预示；其中，根据如下公式(4)计算转捩间歇因子W：

W＝0.5{1+tanh[5(S-S_trb)/ΔS_tr-2.5]}........公式(4)

其中，0≤W≤1；当W＝0时，表示飞行器边界层边为完全层流状态；当W＝1时，表示飞行器边界层边为完全湍流状态；当0W1时，表示转捩流态。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述针对流态发生变化的弹道时间段，从所述流态发生变化的弹道时间段中选择多组典型弹道点，对所述多组典型弹道点开展不同流态情况下真实外形的飞行器热环境数值计算，得到飞行器控制舵缝隙区域的热流分布，包括：

通过求解N-S方程对所述多组典型弹道点开展不同流态情况下真实外形的飞行器热环境数值计算：

其中，为求解矢量，为无粘通量，为粘性通量。