[发明专利]动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法

说明书

本发明涉及一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法、计算机设备及计算机可读存储介质，该方法包括：采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算；逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算气动热数据；对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算气动热数据；对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据；分析单一环境参量对飞行器模型表面气动热影响；分析两种或两种以上环境参量耦合对飞行器模型表面气动热影响；总结单一环境参量、多种环境参量耦合对于飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。本发明可为飞行器设计提供技术支持。

技术领域

本发明涉及飞行器设计与制造技术领域，尤其涉及一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法、计算机设备及计算机可读存储介质。

背景技术

高超声速飞行器的气动热问题十分复杂，除受到飞行器本身、局部流动特征以及当地流场参数的影响外，气动加热率的大小还决定于来流参数，而来流参数与飞行依托的大气环境密切相关。受地球经纬度以及太阳辐射等因素影响，大气环境的温度、气压、密度等环境参量是动态变化的，而动态变化的环境参量必将引起飞行器表面气动加热率的变化，甚至是突变。

因此，在飞行器设计与制造过程中，有必要对于飞行器模型开展动态的环境参量对气动热的影响规律及敏感性分析研究，从而获取各动态环境要素对不同流态、不同气体模型状态下气动热影响规律。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器气动热影响敏感性分析方法，以确定动态的大气环境参量对飞行器表面各区域的气动热影响规律，为设计和制作飞行器提供技术支持。

为了实现上述目的，本发明提供了一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，包括如下步骤：

S1、采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，计算标准大气参数下，在设定高度范围内，多种马赫数条件所对应的气动热数据；其中，不同气体模型至少包括完全气体模型、高温真实气体模型，设定高度范围至少使计算得到的气动热数据包括湍流流态气动热计算数据、层流流态气动热计算数据；

S2、在步骤S1的基础上，逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；其中，环境参量包括压力、密度、温度；

S3、在步骤S1的基础上，对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算对应的气动热数据；

S4、在步骤S1的基础上，对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；

S5、结合单一拉偏参量的气动热计算数据分析，设计辅助性气动热风洞试验，获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据，包括获取至少一个单一的环境参量分别在层流条件下和湍流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验中，相应的层流条件气动热试验数据和湍流条件气动热试验数据；

S6、结合步骤S1和步骤S2得到的计算结果，以及步骤S5得到的试验结果，逐个分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响；

S7、结合步骤S1和步骤S3的计算结果，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响；

S8、根据步骤S6和步骤S7的结果，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。

优选地，飞行器模型表面各区域包括大面积区、激波干扰区、分离再附流动干扰区、缝隙/舵轴干扰区。

优选地，所述分析方法中，设定高度范围为10km～80km，所述步骤S1至步骤S4中计算时，气动热数据包括对应高度为30km以下的湍流流态气动热计算数据、对应高度为30km以上的层流流态气动热计算数据，以及对应高度为70km以上、带滑移边界条件下的气动热计算数据。