一種可用于工程設(shè)計(jì)的復(fù)雜飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算方法 技術(shù)領(lǐng)域 [0001] 本發(fā)明屬于導(dǎo)彈總體技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于工程設(shè)計(jì)的復(fù)雜飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算方法， 背景技術(shù) [0002] 超聲速飛行器在高馬赫數(shù)飛行中，壁面附近氣溫很高。高溫空氣不斷向壁面?zhèn)鳠?，?dǎo)致飛行器外形燒蝕、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度等發(fā)生改變，從而嚴(yán)重影響飛行器的正常飛行。高超聲速氣動(dòng)熱問(wèn)題是高超聲速飛行器發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一。 [0003] 長(zhǎng)期以來(lái)基于部件的氣動(dòng)加熱工程計(jì)算方法，對(duì)復(fù)雜外形的飛行器，包括軸對(duì)稱、面對(duì)稱、升力體、乘波體以及非對(duì)稱外形等各種升力體都存在不適用。 [0004] 包括準(zhǔn)確計(jì)算大攻角下的飛行器背風(fēng)面，以及大后掠翼面的氣動(dòng)加熱情況，難以完成計(jì)算方法。 [0005] 目前，我國(guó)的工程設(shè)計(jì)單位依然采用傳統(tǒng)的工程計(jì)算方法來(lái)計(jì)算飛行器的氣動(dòng)加熱，如參考焓方法、軸對(duì)稱比擬法、等效錐法等，這些方法采用簡(jiǎn)單的二維理論，如修正牛頓壓力計(jì)算公式和切錐法等計(jì)算物面邊界層外緣的壓力，然后利用各種基于試驗(yàn)和相似準(zhǔn)則建立的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算表面熱流密度。這些方法雖然能滿足大部分的工程設(shè)計(jì)要求，但也存在諸多局限性，譬如計(jì)算精度低，計(jì)算結(jié)果普遍偏于保守，不能用于復(fù)雜組合體外形干擾區(qū)和大后掠等三維翼面的氣動(dòng)加熱計(jì)算，不能計(jì)算飛行器大攻角狀態(tài)的背風(fēng)面氣動(dòng)熱等。隨著計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展與仿真計(jì)算軟硬件的進(jìn)步，目前已經(jīng)有通過(guò)求解N-S方程及其近似形式來(lái)預(yù)測(cè)高超聲速飛行器熱環(huán)境的CFD(計(jì)算流體力學(xué))計(jì)算方法，但這些計(jì)算方法復(fù)雜且計(jì)算效率低，對(duì)計(jì)算機(jī)資源的要求很高，目前僅見用于簡(jiǎn)單外形或者單時(shí)間點(diǎn)定常狀態(tài)的研究成果發(fā)表，很難在工程單位設(shè)計(jì)中得到應(yīng)用。為了適應(yīng)高超聲速飛行器概念研究和初步設(shè)計(jì)的需要，在工程單位發(fā)展一些快速且準(zhǔn)確的氣動(dòng)加熱預(yù)測(cè)方法，是具有相當(dāng)?shù)默F(xiàn)實(shí)意義的。本算法技術(shù)就是一種高速飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算的快速算法，用以解決復(fù)雜外形飛行器沿飛行彈道的氣動(dòng)熱快速準(zhǔn)確計(jì)算問(wèn)題。 發(fā)明內(nèi)容 [0006] 本發(fā)明所要解決的問(wèn)題復(fù)雜飛行器大攻角，大后掠、背風(fēng)面等工程方法難解決的氣動(dòng)加熱計(jì)算問(wèn)題，同時(shí)將基于CFD仿真的飛行器氣動(dòng)熱計(jì)算方法推廣到沿飛行彈道計(jì)算。 [0007] 本方法提出一種高效的飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算的計(jì)算方法，該方法有效結(jié)合高速飛行器CFD數(shù)值仿真和常用工程計(jì)算方法，為高速飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算提供一條高效高精度的計(jì)算途徑。 [0008] 本方法主要包括設(shè)置彈道氣動(dòng)來(lái)流，建立飛行器物理模型，輸入彈道氣動(dòng)來(lái)流參數(shù)，利用成熟的工程計(jì)算方法，求解飛行器沿彈道飛行時(shí)的氣動(dòng)熱。其實(shí)現(xiàn)方法如下： [0009] (1)CFD求解飛行器表面流場(chǎng)參數(shù)流場(chǎng)參數(shù)包括如下步驟： [0010] 步驟1，歐拉方程數(shù)值求解流場(chǎng)參數(shù) [0011] CFD數(shù)值求解主要是根據(jù)普朗特的邊界層理論，將流場(chǎng)分為兩部分，對(duì)外部的無(wú)粘流場(chǎng)采用CFD(計(jì)算流體力學(xué))方法數(shù)值求解歐拉方程，從而確定飛行器表面邊界層外緣參數(shù)： [0012] 步驟2，建立流場(chǎng)參數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù) [0013] 對(duì)已知軸對(duì)稱外形導(dǎo)彈，指定某一高度(一般可取海平面)，對(duì)飛行馬赫數(shù)由 1.5～8，每隔0.5一個(gè)步長(zhǎng)，攻角從0°～20°，每5°一個(gè)步長(zhǎng)，由歐拉方程數(shù)值計(jì)算，可以形成一個(gè)該模型的定常流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)。 [0014] 步驟3，根據(jù)超音速流場(chǎng)相似性準(zhǔn)則計(jì)算彈道時(shí)間點(diǎn)流場(chǎng)參數(shù) [0015] 在特定高度，特定馬赫數(shù)下的求得邊界層外緣流場(chǎng)參數(shù)，通過(guò)超音速流場(chǎng)相似性準(zhǔn)則，求得到另一高度相同馬赫數(shù)下的邊界層外緣流場(chǎng)參數(shù)。因此對(duì)飛行器任意飛行彈道每時(shí)刻的流場(chǎng)參數(shù)，即可根據(jù)彈道馬赫數(shù)，攻角利用數(shù)據(jù)庫(kù)參數(shù)進(jìn)行插值得到。 [0016] (2)利用成熟的工程計(jì)算方法，求解飛行器沿彈道飛行時(shí)的氣動(dòng)熱包括如下步驟： [0017] 步驟1，人工轉(zhuǎn)捩判斷與轉(zhuǎn)捩區(qū)的氣動(dòng)加熱計(jì)算 [0018] 人工轉(zhuǎn)捩判斷準(zhǔn)則： [0019] [0020] 轉(zhuǎn)捩區(qū)的雷諾數(shù)介于層流區(qū)與紊流區(qū)的的雷諾數(shù)之間，工程上常用以下方法近似計(jì)算轉(zhuǎn)捩區(qū)的熱流密度： [0021] qwtr＝qwl(1-Γx)+qwtΓx [0022] 步驟2，參考焓方法求解飛行器表面熱流密度 [0023] 工程上應(yīng)用最廣的是Eckert根據(jù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果得出的參考焓經(jīng)驗(yàn)公式： * [0024] h ＝0.28he+0.50hw+0.22hr [0025] 對(duì)于飛行器表面的氣動(dòng)加熱情況，可以通過(guò)參考焓的計(jì)算結(jié)果進(jìn)一步計(jì)算表面的冷壁熱流。 [0026] 步驟3，一維傳導(dǎo)方法計(jì)算飛行器壁面溫度 [0027] 由于飛行器艙段和翼面均為薄壁結(jié)構(gòu)，溫度場(chǎng)的計(jì)算采用一維熱傳導(dǎo)方法，僅考慮厚度方向的熱傳導(dǎo)，熱傳導(dǎo)方程為： [0028]

1.一種可用于工程設(shè)計(jì)的復(fù)雜飛行器氣動(dòng)加熱計(jì)算方法，包括設(shè)置彈道氣動(dòng)來(lái)流，建立飛行器物理模型，輸入彈道氣動(dòng)來(lái)流參數(shù)，利用成熟的工程計(jì)算方法，求解飛行器沿彈道飛行時(shí)的氣動(dòng)熱，其特征在于：實(shí)現(xiàn)方法如下： (1)CFD求解飛行器表面流場(chǎng)參數(shù)包括如下步驟： 步驟1，歐拉方程數(shù)值求解流場(chǎng)參數(shù) CFD數(shù)值求解主要是根據(jù)普朗特的邊界層理論，將流場(chǎng)分為兩部分，對(duì)外部的無(wú)粘流場(chǎng)采用計(jì)算流體力學(xué)CFD方法數(shù)值求解歐拉方程，從而確定飛行器表面邊界層外緣流場(chǎng)參數(shù)； 具體公式為： 其中： ρ，u，v，P，e分別表示氣體的密度、x方向的速度分量、y方向的速度分量、壓強(qiáng)和單位體積的總內(nèi)能； 步驟2，建立流場(chǎng)參數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù) 對(duì)已知軸對(duì)稱外形導(dǎo)彈，指定某一高度，對(duì)飛行馬赫數(shù)由1.5～8，每隔0.5一個(gè)步長(zhǎng)，攻角從0°～20°，每5°一個(gè)步長(zhǎng)，由歐拉方程數(shù)值計(jì)算，可以形成一個(gè)該模型的定常流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)； 步驟3，根據(jù)超音速流場(chǎng)相似性準(zhǔn)則計(jì)算彈道時(shí)間點(diǎn)流場(chǎng)參數(shù) 在特定高度，特定馬赫數(shù)下的求得邊界層外緣流場(chǎng)參數(shù)，通過(guò)超音速流場(chǎng)相似性準(zhǔn)則，求得到另一高度相同馬赫數(shù)下的邊界層外緣流場(chǎng)參數(shù)；因此對(duì)飛行器任意飛行彈道每時(shí)刻的流場(chǎng)參數(shù)，即可根據(jù)彈道馬赫數(shù)，攻角利用數(shù)據(jù)庫(kù)參數(shù)進(jìn)行插值得到； (2)利用成熟的工程計(jì)算方法，求解飛行器沿彈道飛行時(shí)的氣動(dòng)熱包括如下步驟： 步驟1，人工轉(zhuǎn)捩判斷與轉(zhuǎn)捩區(qū)的氣動(dòng)加熱計(jì)算 人工轉(zhuǎn)捩判斷對(duì)球鈍錐準(zhǔn)則： 轉(zhuǎn)捩區(qū)的雷諾數(shù)介于層流區(qū)與紊流區(qū)的的雷諾數(shù)之間，工程上常用以下方法近似計(jì)算轉(zhuǎn)捩區(qū)的熱流密度： qwtr＝qwl(1-Γx)+qwtΓx，其中，qwl，qwt表示層流區(qū)熱流密度和紊流區(qū)熱流密度，分別由參考焓方法求出； 函數(shù)Γx用下式來(lái)表示： 式中：xtr1：轉(zhuǎn)捩的起始點(diǎn)；Δxtr：轉(zhuǎn)捩區(qū)的長(zhǎng)度； 步驟2，參考焓方法求解飛行器表面熱流密度 工程上應(yīng)用最廣的是Eckert根據(jù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果得出的參考焓經(jīng)驗(yàn)公式： * h ＝0.28he+0.50hw+0.22hr 其中，he為邊界層外緣溫度對(duì)應(yīng)的焓值；hr為恢復(fù)焓，hw為壁面的焓值； 對(duì)于飛行器表面的氣動(dòng)加熱情況，通過(guò)參考焓的計(jì)算結(jié)果進(jìn)一步計(jì)算表面的冷壁熱流； 步驟3，一維傳導(dǎo)方法計(jì)算飛行器壁面溫度 由于飛行器艙段和翼面均為薄壁結(jié)構(gòu)，溫度場(chǎng)的計(jì)算采用一維熱傳導(dǎo)方法，僅考慮厚度方向的熱傳導(dǎo)，熱傳導(dǎo)方程為：