[发明专利]一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法

说明书

本发明提出一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，首先以飞行器构型和网格、任务弹道以及主动冷却参数为输入，基于热平衡方程，利用工程算法求解获得气动热；其次选择热防护概念得到整个高超声速飞行器的被动热防护概念分布；之后确定被动热防护系统的规模包括厚度和质量，以及主动热防护系统的容量包括冷却工质的质量流量和允许的温升；最后进行评估以及迭代设计直至满足飞行器总体设计需求。本发明将主动冷却系统置于被动热防护系统壁面之下，从而在进行飞行器表面气动热计算、被动热防护概念分布以及被动热防护系统规模计算时，考虑了主动冷却的影响，实现了飞行器被动和主动热防护系统的耦合设计。

技术领域

本发明涉及飞行器热防护系统设计领域，特别是涉及一种面向高超声速飞行器的主动冷却与被动热防护系统耦合设计方法。

背景技术

目前，随着高超声速工程的发展，特别是航天飞行器可重复使用、宽包线飞行和长时间高速巡航需求的出现，飞行器热环境非常恶劣，单一的被动热防护技术无法满足防热需求，因此需要开发被动与主动相结合的热防护系统。被动热防护系统通常由不同的热防护概念组成，如NASA基于航天飞机工程研发了一系列金属、陶瓷防热瓦和陶瓷隔热毡(D EMyers,C J Martin,and M L Blosser,Parametric Weight Comparison of AdvancedMetallic,Ceramic Tile,and Ceramic Blanket Thermal Protection Systems.2000,NASA Langley Technical Report Server.)，依靠防热概念的防、隔热性能阻隔气动热进入机体；而主动热防护系统可由冷却工质的对流网络等组成，将热量从高温区域带至低温区域，以保护飞行器安全。主动冷却会影响飞行器壁面的气动加热，进而影响被动热防护概念的分布、尺寸和质量，但目前的研究中，主动和被动热防护系统间的设计通常耦合程度很低，很难获得飞行器热防护系统的最优设计区间。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种面向高超声速飞行器总体的主动与被动热防护系统的耦合设计方法，通过建立等效热平衡模型，即将主动冷却系统置于被动热防护系统壁面之下，并利用等效换热系数表征主动冷却的强度，通过迭代设计，实现了面向高超声速飞行器总体的被动与主动热防护系统的耦合设计。

本发明的技术方案为：

所述一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：以高超声速飞行器的三维构型及划分网格、任务弹道和主动冷却参数为输入参数，基于热平衡方程利用工程算法求解获得高超声速飞行器气动热，输出气动热载、壁面温度和主动换热量；所述主动冷却参数包括等效换热系数、冷却工质温度；

步骤2：根据步骤1中得出的壁面温度，确定分析区域在全弹道下的最大壁面温度；以分析区域在全弹道下的最大壁面温度为输入条件，从事先建立的热防护概念数据库中为高超声速飞行器壁面的分析区域选择热防护概念，要求该分析区域在全弹道下的最大壁面温度小于所选择热防护概念的许用温度，进而得到整个高超声速飞行器的被动热防护概念分布；

步骤3：针对步骤2确定的被动热防护概念建立一维非稳态传热数值模型，并以步骤1得到的气动热载和主动换热量分别为外、内边界条件进行传热分析，计算被动热防护概念的温度分布；而后以内边界的设定温度和被动热防护概念各层材料的许用温度为约束，，以被动热防护系统质量最轻为目标，以被动热防护概念中隔热层的厚度为设计参数，进行结构优化，计算获得最优的被动热防护系统的厚度和质量；以冷却工质的比热以及步骤1得到的主动换热量为输入，计算获得冷却工质的质量流量和允许的温升，

步骤4：判断步骤3得到的被动热防护系统的质量和厚度、主动热防护系统所需的冷却工质质量流量是否满足高超声速飞行器总体设计约束，如果满足，则当前系统可作为飞行器的主/被动热防护系统；若不满足，则修改主动冷却参数，重复步骤1至3，进行新一轮的设计，如此迭代直至最终满足高超声速飞行器总体设计约束。