[发明专利]一种再入弹道防热一体化设计方法

摘要

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。

主权项

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，其特征在于步骤如下：(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。