[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

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法，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，针对流态发生变化的弹道时间段，对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；选用层流流态开展控制舵缝隙区域的热环境数值计算，根据计算结果对气动热工程预示结果进行修正；根据修正结果对控制舵缝隙区域的热环境沿弹道进行设计。通过本发明解决了高超声速滑翔飞行器弹道条件下控制舵舵缝隙区域流态复杂、难以预测，并且热环境严重，造成局部防热风险较难评估的问题。

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，尤其涉及一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法。

背景技术

高超声速滑翔机动飞行器在飞行过程中与周围大气产生剧烈摩擦，飞行器面临严重的气动加热环境；对于控制舵区域，由于存在舵与舱体缝隙、舵轴/舱体转动缝隙及舵轴等局部复杂结构并且需要来回摆动以调整飞行器姿态，控制舵及周围区域热环境严酷并且分布十分复杂，尤其以空气舵缝隙区域(舵轴、舵轴附近舱体及舵缝隙入口等区域)的热环境严重并且难以预示。

通常情况下，对于飞行器热环境分布复杂的区域需经地面试验进行研究分析以验证设计方法，控制舵及舱体试验往往采取缩比试验进行热环境规律的分析，而由此带来的尺度效应对于控制舵缝隙区域热环境影响无法消除；并且受制于风洞设备能力，风洞试验难以复现真实飞行环境，所测得的气动热环境数据也无法直接应用于飞行器的气动热设计。而舵轴及舵轴附近舱体往往是飞行试验防热风险严重的区域，因此空气舵缝隙区域成为热环境预示及防热设计的重点。

从现有技术来看，飞行器的流态预示具有一定技术基础，有一套可用于简单外形工程设计的预示方法。对于简单外形飞行器迎风面流态的预示，采用工程经验方法获得物体表面流态的变化已广泛应用于工程实际中，较为常用的工程经验方法有：(1)根据碳－酚醛端头的飞行试验数据总结的与边界层外缘马赫数相关联的公式；(2)根据钨钼烧蚀端头，表面附有明显的烧蚀融化层，用动量厚度雷诺数与边界层外缘马赫数以及层流微观粗糙度相关联的转捩准则；(3)用动量厚度雷诺数与层流粗糙度关联的转捩公式。

然而，根据以上相应的准则虽然可以获得简单外形飞行器迎风面流态的变化并在工程上应用于不同流态的气动热环境的设计，但是，对于迎风面控制舱带有控制舵的这种复杂飞行器外形，无论是工程经验方法、数值方法还是理论方法均不能准确预示控制舵区域的流态。如何解决高超声速滑翔飞行器弹道条件复杂流态情况下的控制舵缝隙区域的热环境设计的问题是本领域技术人员亟需解决的问题之一。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法，解决了高超声速滑翔飞行器弹道条件下控制舵舵缝隙区域流态复杂、难以预测，并且热环境严重，造成局部防热风险较难评估的问题，能够有效降低防隔热设计不确定度并避免飞行器局部区域防热设计风险。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法，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；