CN105205281B - 一种再入弹道防热一体化设计方法 - Google Patents
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Abstract
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。
Description
技术领域
本发明涉及一种再入弹道设计方法，特别是一种再入弹道防热一体化设计方法，适合应用面对称高速再入飞行器，实现精确快速的气动特性预测和气动数据生成，适于再入弹道设计领域。
背景技术
升力式再入飞行器再入过程加热时间长、热环境严峻，防热隔热需综合考虑，如航天飞机、X-37B和IXV飞行器都是典型的例子。为了获得良好的气动特性和基于重复使用的考虑，一般需采用保持飞行器外形不变的非烧蚀或者微烧蚀热防护技术。另外，飞行时间较长，且热流较高，还要考虑隔热设计，以保持飞行器内部温度不至过高。这需要弹道、热环境、热防护协同开展多学科优化设计。
通常先根据总体任务需求生成弹道，根据生成的弹道情况进行热环境分析，根据生成的热环境数据进行热防护系统设计。当防热结果不满足总体要求、或者弹道设计面临新的总体任务需求时，三个专业需重新进行串行迭代分析，直到获得满足三个专业要求和总体指标需求的方案。考虑到众多的参数组合和约束条件，三个学科分开设计，往往需要大量的时间和工作才能获得有效的方案，这方面可以进行改进。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了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。
本发明的技术解决方案是：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，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。
所述步骤(1)中对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，具体为：
(1-1)利用工程算法计算参数范围内飞行器各典型部位的气动热环境；
(1-2)利用数值仿真和风洞试验结果对步骤(1-1)中的工程计算结果进行修正。
所述工程算法为切锥法结合边界层理论。
所述步骤(3)中计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，具体通过Fay-Riddell方法实现。
所述步骤(5)中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具体为：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条件下，当热防护结构内边界温度达到阈值时，不同飞行时间条件下，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。
所述步骤(5)中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具体通过有限元方法离散求解热传导方程求解得到。
所述步骤(6)中的再入导弹设计方法为基于地球椭球模型的自适应容错再入制导算法。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提出了适用于再入弹道设计同步使用的全飞行器分布热流快速准确预测的热流数据库，拓展了一般再入弹道计算只考虑驻点热环境的做法，解决了全飞行器热环境预示和弹道计算紧耦合设计的跨专业难题；
(2)本发明提出了一种热载数据库，给出了适用于再入弹道设计同步使用的全飞行器可承受最大总热载约束条件快速预示方法，解决了全飞行器热结构传热分析和弹道计算紧耦合设计的跨专业难题；
(3)本发明建立了可以快速生成有效弹道的热环境、热防护和弹道多专业紧耦合并行分析方法，实现了全飞行器各部位不同热环境条件、不同热结构形式在弹道计算过程中的多专业同步分析，解决了三专业串行多轮迭代的效率难题。
(4)采用传统三专业串行设计的方法往往需要经过五轮到十轮分析工作才能闭环，而通过本发明这种新方法通常只需一轮分析就可以获得满足三个专业约束的有效方案，平均提升了设计效率约六倍。
附图说明
图1为本发明流程图；
图2为示例飞行器布局图；
图3为利用传统方法的五条弹道设计热载变化结果示意图；
图4为利用传统方法的热防护结构的传热分析结果示意图；
图5为利用本发明中方法的五条弹道设计热载变化结果示意图；
图6为利用本发明中方法的热防护结构的传热分析结果示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
本发明通过建立高效的热环境和热载约束条件预示模型，实现热环境、传热分析和弹道设计的耦合并行设计，避免了三模块串行设计多轮迭代带。如图1所示为本发明的流程图，从图1可知，本发明的具体步骤如下：
(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；
所述对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，具体为：
(1-1)利用工程算法计算参数范围内飞行器各典型部位的气动热环境；在本发明中采用的工程算法为切锥法结合边界层理论。
(1-2)利用数值仿真和风洞试验结果对步骤(1-1)中的工程计算结果进行修正，所述修正方法为：在特定的参数范围内，获得数值仿真和风洞试验结果与工程计算结果之间的比例关系，然后利用该比例关系对所有参数范围内的工程计算结果进行修正。
(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；在本发明中计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，具体通过Fay-Riddell方法(具体见：《高超声速气动热和热防护》P111～P116)实现。
(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(包括单层热防护结构和双层热防护结构)、防热材料物性(包括材料的密度、比热容和导热系数)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，所述对应关系具体为：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条件下，当热防护结构内边界温度达到阈值时，不同飞行时间条件下，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，然后利用该对应关系构建热载数据库；本发明中采用有限元方法离散求解热传导方程求解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。
(6)设计一条飞行再入弹道(本发明中具体采用基于地球椭球模型的自适应容错再入制导算法)，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。
本发明针对再入过程加热时间长、防热隔热需综合考虑、各部位热防护形式多样的特点，系统地提出了全飞行器热环境和热载约束的高效准确预示方法，发展了弹道防热一体化设计方法。实现了热环境、热防护和弹道紧耦合并行设计，解决了三个专业串行多轮迭代带来的设计效率难题，有效提高了弹道的生成效率。下面通过典型再入飞行器的弹道和热防护相关计算，分析对比了快速算法和传统算法的结果，对快速算法进行详细介绍和效果验证。
具体实施例
图2示例为一种面对称的飞行器示意图，图中的飞行器机身为升力体布局，采用FLAP舵进行再入飞行控制。两片底部FLAP外伸出机体，同向偏转进行俯仰控制，差动偏转进行滚转控制。
表1为热流数据库的具体形式，给出了驻点热流Qs与迎风面0度子午线上各个位置热流Qxi的关系，由这个关系可以通过查询热流数据库，根据驻点热流计算出迎风面热流，进而根据时间积分计算出迎风面热载。热流数据库中包含了马赫数Ma、攻角aoa和热流分布Qxi等信息。由于数据量大，因此表中仅以少量典型数据进行示意说明。对飞行器迎风面其他位置、背风面、侧缘、气动舵面等部位也有类似的数据和关系。
表1
| H，km | Ma | aoa，deg | Qx＝0.2m/Qs | Qx＝0.4m/Qs | Qx＝0.6m/Qs | Qx＝0.8m/Qs | …… | Qx＝5m/Qs |
| 80 | 15 | 0 | 0.057 | 0.055 | 0.039 | 0.038 | …… | 0.011 |
| 80 | 15 | 5 | 0.111 | 0.106 | 0.074 | 0.063 | …… | 0.020 |
| 80 | 15 | 10 | 0.183 | 0.164 | 0.121 | 0.094 | …… | 0.032 |
| 80 | 15 | 15 | 0.242 | 0.210 | 0.159 | 0.119 | …… | 0.042 |
| 80 | 15 | 20 | 0.286 | 0.243 | 0.187 | 0.138 | …… | 0.049 |
| 80 | 15 | 30 | 0.336 | 0.289 | 0.220 | 0.163 | …… | 0.057 |
| 80 | 15 | 40 | 0.347 | 0.299 | 0.227 | 0.169 | …… | 0.059 |
| 80 | 15 | 50 | 0.347 | 0.296 | 0.227 | 0.167 | …… | 0.059 |
| 80 | 14 | 0 | 0.056 | 0.053 | 0.038 | 0.037 | …… | 0.011 |
| 80 | 14 | 5 | 0.108 | 0.103 | 0.072 | 0.061 | …… | 0.020 |
| 80 | 14 | 10 | 0.177 | 0.159 | 0.117 | 0.091 | …… | 0.031 |
| 80 | 14 | 15 | 0.234 | 0.203 | 0.154 | 0.116 | …… | 0.040 |
| 80 | 14 | 20 | 0.276 | 0.235 | 0.181 | 0.133 | …… | 0.047 |
| 80 | 14 | 30 | 0.325 | 0.279 | 0.213 | 0.158 | …… | 0.055 |
| 80 | 14 | 40 | 0.336 | 0.289 | 0.220 | 0.163 | …… | 0.057 |
| 80 | 14 | 50 | 0.336 | 0.286 | 0.220 | 0.162 | …… | 0.057 |
| …… | …… | …… | …… | …… | …… | …… | …… | …… |
表2为热载数据库的具体形式，给出了不同飞行时间下，飞行器迎风面不同位置上所能承受的最大热载值。根据表中给的热载约束条件，弹道可以进行防热紧耦合设计，有效提高设计效率。同样，由于数据量很大，因此表中仅以少量典型数据进行示意说明。对飞行器迎风面其他位置、背风面、侧缘、气动舵面等部位也有类似的数据和关系。
表2
| t，s | Qtx＝0.2m，MJ/m2 | Qtx＝0.4m，MJ/m2 | Qtx＝0.6m，MJ/m2 | Qtx＝0.8m，MJ/m2 | …… | Qtx＝5m，MJ/m2 |
| 2350 | 102.000 | 104.000 | 102.770 | 102.680 | …… | 101.230 |
| 2120 | 159.000 | 157.500 | 156.270 | 156.180 | …… | 154.730 |
| 2000 | 216.000 | 211.000 | 209.770 | 209.680 | …… | 208.230 |
| 1980 | 287.420 | 266.145 | 264.915 | 264.825 | …… | 263.375 |
| 1960 | 323.130 | 293.718 | 292.488 | 292.398 | …… | 290.948 |
| 1940 | 358.840 | 321.290 | 320.060 | 319.970 | …… | 318.520 |
| 1920 | 412.920 | 363.145 | 361.915 | 361.825 | …… | 360.375 |
| 1900 | 467.000 | 405.000 | 403.770 | 403.680 | …… | 402.230 |
| 1880 | 504.025 | 435.250 | 434.020 | 433.930 | …… | 432.480 |
| 1850 | 541.050 | 465.500 | 464.270 | 464.180 | …… | 462.730 |
| 1800 | 589.525 | 507.250 | 506.020 | 505.930 | …… | 504.480 |
| 1750 | 638.000 | 549.000 | 547.770 | 547.680 | …… | 546.230 |
| 1700 | 659.960 | 566.420 | 565.190 | 565.100 | …… | 563.650 |
| …… | …… | …… | …… | …… | …… | …… |
通常弹道、热环境和热防护专业需要进行串行设计。图3给出了五条弹道设计的热载变化结果。可见，针对不同任务需求、速度剖面和攻角剖面弹道能达到的热载也不同。图中Qtmax对应的虚线给出了本文提出的新型热载约束条件。可见，所设计的弹道热载超过了热载约束条件。
图4给出了热防护结构的传热分析结果，即热防护结构的内边界温度。可见，迎风面热结构内边界温度高达180℃，超出了温度不能超过120℃的约束条件。
通过热流、热载、热防护约束条件与弹道紧耦合设计，可以高效获得有效弹道。图5给出了防热弹道一体化设计新方法的结果。图中Qtmax对应的虚线给出了本文提出的新型热载约束条件，可见，不同任务需求、速度剖面和攻角剖面的弹道设计结果均满足本文提出的新型热载约束条件。
图6给出了热防护结构的传热分析结果—热防护结构的内边界温度。可见，迎风面热结构内边界温度最高120℃，满足了温度不能超过120℃的约束条件。
从上面分析两种方法的对比可见，本文提出的防热弹道一体化设计方法可以实现多专业紧耦合同步设计，快速获得满足任务需求和热防护需求的弹道。
本发明提出的热流和热载约束预测模型基于气动热力学和传热学等基础学科，因此该方法对一般航天飞行器具有通用性，这种方法有较好的推广性以及通用性。该方法避免了弹道、气动热和热防护三个专业的串行迭代，大大提高了有效弹道生成的效率，可以有效降低成本，缩短设计周期。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (5)
1.一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)通过Fay-Riddell方法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，所述再入导弹设计方法为基于地球椭球模型的自适应容错再入制导算法；
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。
2.根据权利要求1所述的一种再入弹道防热一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(1)中对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，具体为：
(1-1)利用工程算法计算参数范围内飞行器各典型部位的气动热环境；
(1-2)利用数值仿真和风洞试验结果对步骤(1-1)中的工程计算结果进行修正。
3.根据权利要求2所述的一种再入弹道防热一体化设计方法，其特征在于：所述工程算法为切锥法结合边界层理论。
4.根据权利要求1所述的一种再入弹道防热一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(5)中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具体为：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条件下，当热防护结构内边界温度达到阈值时，不同飞行时间条件下，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。
5.根据权利要求1所述的一种再入弹道防热一体化设计方法，其特征在于：所述步骤(5)中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具体通过有限元方法离散求解热传导方程求解得到。
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| Title |
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| 具有内点状态约束的机动再入弹道优化设计;陈刚等;《具体火箭技术》;20061230;第1210-1215页 * |
| 基于多目标多学科设计优化方法的;陈刚等;《宇航学报》;20080730;第79-82页 * |
| 基于模糊多目标的高超声速飞行器再入轨迹设计;胡超芳;《控制与决策》;20141130;第1979-1985页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105205281A (zh) | 2015-12-30 |
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