一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法与流程

1.本发明涉及飞行器的阻力修正方法领域，尤其涉及一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法。


背景技术：

2.可重复使用飞行器在上升和再入阶段，会遭受严重的气动加热作用，飞行器表面会出现上千度的高温，必须采用防护系统对其进行防护。陶瓷防热瓦具有质轻、可重复使用等使用等优点，已在美国航天飞机上投用使用多年，技术相对比较成熟。陶瓷防热瓦防热系统，瓦与瓦之间会留有一定的间隙，工程上防热瓦之间的间隙一般不超过1.3mm，尽管防热瓦之间的间隙很小，当防热瓦处于跨声速或超声速气流时，由于激波的作用，防热瓦外表面在激波前后会产生剧烈的压力突变，在防热瓦表面形成较大的压力梯度。在压力梯度的作用下，外部气流会进入防热瓦之间的空隙，形成间隙流动，从而导致飞行器上产生附加的阻力和力矩。
3.针对防热瓦间隙流动，国内外学者开展了大量实验和计算理论的研究，提出了一些间隙内流计算模型，如有学者基于美国的航天飞机，采用低速蠕流理论发展了定常跨声速防热瓦气动载荷算法。但这些计算模型或算法只能用于计算飞行器局部小部分区域的气动载荷，在工程实用化过程中，如何推广到对可重复使用飞行器全机阻力的影响，是一个难题。目前工程中常用的基于试验数据的修正方法，需要对飞行器有、无防热瓦的所有攻角状态开展大量的风洞试验，再进行阻力修正，这样的方法不仅需要的试验次数多，而且成本高、周期长。


技术实现要素：

4.本发明目的在于提供一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，可以基于数值模拟数据和少量风洞试验数据实现对带防热瓦飞行器全机阻力影响的修正。
5.本发明通过下述技术方案实现：
6.一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，包括以下步骤，
7.s10：理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量δcd；
8.s20：通过cfd计算得到无防热瓦间隙时阻力系数c
d0
；
9.s30：根据以下公式计算修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数cd：
10.cd＝c
d0
+δcd。
11.进一步地，步骤s10中防热瓦间隙产生的阻力增量计算方法如下：
12.s11：根据间隙流动相关理论，计算得到壁面摩擦系数cf；
13.s12：基于两平行平板间蠕流理论，计算得到间隙内流的质量流率
14.s13：根据公式δfa＝δf
a1
+δf
a2
经过数学理论推导得到轴向力增量修正函数：其中：ρ为气体密度；w
t
为间隙宽度；d为间隙深度；a＝w
t
×
d为气流的截面积；μ为空气的动力粘性系数；l为间隙长度；m为马赫数；
15.s14：对公式进行数学处理后得到轴向力增量表达式
16.其中：φ0、φ1、φ2均为表达式中的系数；
17.s15：将0
°
攻角下，不同马赫数下的试验数据带入公式
18.中求得系数φ0、φ1、φ2的值。
19.s16：通过体轴坐标系和风轴坐标系之间的转换关系，求得不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量δcd。
20.进一步地，所述步骤s11中壁面摩擦系数cf计算方法如下：rem为间隙湍流雷诺数。间隙湍流雷诺数其中,c为声速，μ为空气的动力粘性系数。
21.进一步地，所述步骤s12中间隙流质量流率计算方法如下：其中，dp/ds为压力梯度。
22.进一步地，所述步骤s13中数学推导具体包括：顺气流轴向力增量可由公式得到；垂直气流轴向力增量可由公式得到；将δf
a1
和δf
a2
带入公式δfa＝δf
a1
+δf
a2
得到s1、s2为l、d、w
t
的函数，则轴向力增量修正函数可由下式计算得到：
23.进一步地，所述步骤s14中数学处理具体包括：
24.进行无量纲化处理后得到：对上式进行泰勒展开，并舍去二次项，得到
25.进一步地，将风洞试验得到的不同马赫数下轴向力增量δfa26.带入求得公式中φ0、φ1、φ2的值。
27.进一步地，所述步骤s16中，不同攻角下，飞行器阻力系数增量通过以下公式计算得到：
28.其中：α为飞行器攻角。
29.本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
30.1、现有飞行器飞行控制需要不同飞行状态或工况下的气动数据做支撑，数据量非常大，目前的阻力修正方法，需要对所有状态做带防热瓦间隙的试验，根据试验数据再进行阻力修正；本技术通过理论、计算模型和公式推导，得到阻力修正函数，再通过少量试验数据，求得函数的系数，之后就可以通过阻力修正函数得到其它状态的阻力修正，不再需要大量的试验，可以大大节省成本和缩短周期。
31.2、基于间隙内流计算模型获得防热瓦气动载荷的传统方法用来计算飞行器局部区域的气动载荷，但没法获得飞行器全机阻力的增量；而本方法可以获得防热瓦间隙流动对飞行器全机阻力的影响。
32.3、本文方法基于间隙流动理论、风洞试验数据和cfd计算数据获得修正后的全机阻力数据，计算可以得到飞行器有、无防热瓦状态下任一攻角的阻力系数，有利于阻力修正数据库的建立，具有很强的工程实用性。
附图说明
33.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要的使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：
34.图1为本实施例的中计算飞行器全机阻力系数的技术方案流程图；
35.图2为飞行器局部防热瓦试验模型示意图；
36.图3为飞行器的体轴系和风轴系相互关系示意图；
37.图4为计算防热瓦间隙产生的阻力增量的具体技术方案流程图；
38.附图中标记及对应的零部件名称：
39.1-飞行器，2-防热瓦，3-防热瓦间隙。
具体实施方式
40.在下文中参考附图对本发明的各方面进行更充分的描述。然而，本发明可以具体化为许多不同形式且不应解释为局限于贯穿本发明所呈现的任何特定结构或功能。相反地，提供这些方面将使得本发明周全且完整，并且本发明将给本领域技术人员充分地传达本发明的范围。基于本文所教导的内容，本领域的技术人员应意识到，无论是单独还是结合本发明的任何其它方面实现本文所公开的任何方面，本发明的范围旨在涵盖本文中所公开
的任何方面。例如，可以使用本文所提出任意数量的装置或执行方法来实现。另可理解，其可通过权利要求的一个或多个元件具体化本文所公开的任何内容。
41.在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、步骤、操作和/或模型的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、步骤、操作或模型。
42.在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与说明书的上下文一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。
43.对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
44.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。
45.实施例1:
46.如图1和图2所示，针对某可重复使用飞行器1，风洞试验模型为该飞行器1的局部区域，覆盖有四片尺寸为长l＝152.4mm
×
宽w＝152.4mm
×
高h＝63.5mm的防热瓦2，试验模型面积为s＝0.009357m2，防热瓦间隙3长度l＝305.9mm，间隙宽度w
t
＝1.1mm，间隙深度d＝5.0mm。假定防热瓦间隙3对阻力的影响分解为顺气流和垂直气流方向，则顺气流方向间隙面积为s1＝0.00033649m2，垂直气流方向间隙面积为s2＝0.00033649m2。飞行器1浸润面积sj＝83.2m2，参考面积s
ref
＝10.25m2。表1给出了不同马赫数对应的高度和大气参数。
47.在对飞行器1进行阻力修正时，可以将防热瓦间隙3对阻力的影响近似分解为顺气流方向间隙的影响和垂直气流方向间隙的影响，其中顺气流方向的间隙，主要影响摩擦阻力，垂直气流方向的间隙，主要影响压差阻力。技术方案流程示意图见图3。具体步骤如下：
48.计算得到修正后的考虑防热瓦间隙3影响的飞行器1全机阻力系数步骤如下：
49.s10基于理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙3产生的阻力增量δcd，步骤s10具体包括：
50.s11：根据间隙流动相关理论，对于矩形间隙，壁面摩擦系数可通过公式计算得到，rem为间隙湍流雷诺数。间隙湍流雷诺数其中,m为马赫数，c为声速，ρ为气体密度，μ为空气的动力粘性系数，w
t
为间隙宽度；根据公式计算得到不同马赫数对应的间隙湍流雷诺数后，对于矩形间隙，通过公式计算得到不同马赫数下壁面摩擦系数cf，见表1，在0
°
攻角时，假定忽略顺气流和垂直气流间隙重叠部分面积的影响，顺气流间隙摩擦阻力产生的轴向力增量可由公式得到。
51.s12：基于两平行平板间蠕流理论，可通过公式计算得到间隙内流的质量流率。其中：为间隙流质量流率；d为间隙深度；a＝w
t
×
d为气流的截面积；dp/ds为压力梯度。垂直气流间隙压差阻力产生的轴向力增量可由公式：
52.得到，其中：间隙流质量流率为马赫数m，气体密度ρ，防热瓦间隙3参数构成的函数，即
53.s13：对于试验模型，有防热瓦间隙3时，由间隙产生的轴向力增量可表示为s1、s2为l、d、w
t
的函数，则轴向力增量修正函数可由下式计算得到：
54.s14：公式进行无量纲化处理后得到：
55.对上式进行泰勒展开，并舍去二次项，得到轴向力增量表达式：
[0056][0057]
s15：不同马赫数下的值如下：马赫数0.6对应的值为-0.38485，马赫数1.5对应的值为-1.29176，马赫数3.0对应的值为-1.43128。表2给出了风洞试验得到的不同马赫数下无防热瓦和有防热瓦试验模型轴向力系数和防热瓦间隙3导致的轴向力增量。将表1中cf的值、表2中δfa的值和的值代入s12中的公式，
[0058]
可以求得φ0＝-3.8485e-05、φ1＝6.0054e-03、φ2＝1.6380e-05。值得说明的是，表2中δfa的值为不同马赫数下，有防热瓦时轴向力系数f
ay
和无防热瓦时轴向力的f
aw
差值。
[0059]
s16：假定飞行器1浸润面积为sj，参考面积为s
res
，如图3所示，oxyz为风轴坐标系，ox1y1z1为体轴坐标系，图3中x方向与x1方向之间的夹角α为飞行器1的攻角，根据体轴坐标系和风轴坐标系之间的转换关系，不同攻角下，防热瓦间隙3带来的飞行器1阻力系数增量：
[0060][0061]
s20：根据cfd计算得到无防热瓦间隙3时的阻力系数为c
d0
。
[0062]
s30：计算得到的无防热瓦间隙3时的阻力系数为c
d0
，则修正后的考虑防热瓦间隙3影响的飞行器1全机阻力系数cd可由下式计算得到：
[0063]
可以得到修正后的考虑防热瓦间隙3影响的飞行器1全机阻力系数cd，具体数据见表3。
[0064]
表1不同马赫数对应大气参数、间隙雷诺数和摩阻系数
[0065][0066]
表2无防热瓦和有防热瓦试验模型风洞试验轴向力系数
[0067]
马赫数m攻角α无防热瓦时f
aw
有防热瓦时f
ay
轴向力增量δfa0.605.8110e-066.4523e-066.4129e-071.501.6684e-051.8532e-051.8480e-06301.3356e-051.4516e-051.1598e-06
[0068]
表3修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数
[0069][0070]
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。