CN107944065B - 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法 - Google Patents

飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107944065B
CN107944065B CN201610890388.6A CN201610890388A CN107944065B CN 107944065 B CN107944065 B CN 107944065B CN 201610890388 A CN201610890388 A CN 201610890388A CN 107944065 B CN107944065 B CN 107944065B
Authority
CN
China
Prior art keywords
gap
wall
temperature
model
enthalpy
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610890388.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107944065A (zh
Inventor
吴聪
贺济洲
朱标
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Original Assignee
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Kongtian Technology Research Institute filed Critical Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority to CN201610890388.6A priority Critical patent/CN107944065B/zh
Publication of CN107944065A publication Critical patent/CN107944065A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107944065B publication Critical patent/CN107944065B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

本发明提供一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，包括：通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；根据缝隙内外壁焓比和缝隙外表面壁焓获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温；基于飞行状态缝隙内部壁温曲线，通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线；基于外部气动加热计算温度模型，在缝隙内部加载所述缝隙额外注入热流，获得飞行状态缝隙结构传热计算模型，根据飞行状态缝隙结构传热计算模型获得真实缝隙结构处的温度；该方法能够有效的实现飞行状态应用的试验数据天地换算。

Description

飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法
技术领域
本发明涉及飞行器气动热技术领域，尤其涉及一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法。
背景技术
高速飞行器由于结构热膨胀，以及各类保护罩等构件分离的要求，不可避免的在大面积防护瓦、保护罩、口盖等部位存在缝隙，因而使物面边界层内的热气流流入这些缝隙，导致缝隙内的气动热非常严酷。
缝隙内流动属于具有分离漩涡的复杂流动，由于理论分析与数值模拟相当困难，国内外学者对缝隙气动热的研究大都采用试验方法。目前，国内外开展了激波风洞和电弧风洞的缝隙试验。试验设备的局限性带来天地状态的固有差异，使得天地换算成为缝隙测热试验数据应用于飞行状态之前的关键环节。
由于缝隙传热涉及微尺度对流、辐射和导热，电弧风洞相比激波风洞对缝隙流动和气动热的模拟结果更真实。考虑到电弧风洞试验流场与飞行状态的固有差异以及同一试验数据应用于不同飞行状态的需求，试验状态所测缝隙结构温度往往不能直接应用于飞行状态。国内外关于高超声速缝隙结构的电弧风洞试验，除了定性比较与研究之外，很少针对围绕飞行状态应用的试验数据天地换算方法开展详细研究。
发明内容
在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
为解决上述问题，本发明提出一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法。
一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，包括：
通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据所述测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；
根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；
根据所述缝隙内外壁焓比和所述缝隙外表面壁焓获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温；
基于飞行状态缝隙内部壁温曲线，通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线；
基于外部气动加热计算温度模型，在缝隙内部加载所述缝隙额外注入热流，获得飞行状态缝隙结构传热计算模型，根据所述飞行状态缝隙结构传热计算模型获得真实缝隙结构处的温度。
本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，能够有效的实现飞行状态应用的试验数据天地换算。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中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。
图1为本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法一种实施例的流程图。
图2为本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法第二种实施例的流程图。
具体实施方式
下面参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或者更多个其他附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。
参考图1和图2，本实施例提供一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，包括：
步骤S101，通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据所述测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；
步骤S102，根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；
步骤S103，根据所述缝隙内外壁焓比和所述缝隙外表面壁焓获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温；
步骤S104，基于飞行状态缝隙内部壁温曲线，通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线；
步骤S105，基于外部气动加热计算温度模型，在缝隙内部加载所述缝隙额外注入热流，获得飞行状态缝隙结构传热计算模型，根据所述飞行状态缝隙结构传热计算模型获得真实缝隙结构处的温度。
具体地，步骤S101中，为保证测温精度，采用双比色测温仪测量试验状态缝隙外表面温度，采用薄板金属外侧的热电偶测量内侧缝隙表面温度。基于试验状态缝隙内外长时间加热的稳定壁温获得缝隙内外壁焓比。
进一步地，步骤S103中，基于天地状态流动性相似、壁焓比一致原则，根据试验状态缝隙内外壁焓比、飞行状态缝隙外表面壁焓，获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温。
进一步地，步骤S104中，通过有缝模型底部测量温度T有缝进行气动热辨识，得到侧面传热、辐射加热和缝隙加热的总注入热流Q有缝-注入；通过无缝模型底部测量温度T无缝进行气动热辨识，得到侧面传热、辐射加热的总注入热流Q无缝-注入；有缝模型和无缝模型缝隙内辨识注入热流两者相减获得额外注入热流随内壁温变化曲线。
进一步地，步骤S105中，在仅考虑外部气动加热的缝隙结构温度计算模型中，缝隙部位设为绝热边界，对应试验状态的无缝模型缝隙状态。由于缝隙存在产生的注入热流为：dQ缝＝Q有缝-注入-Q无缝-注入，缝隙加热的冷壁热流相同，随着温度的升高，注入热流逐渐降低，dQ缝＝Q(T有缝)。
本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，能够有效的实现飞行状态应用的试验数据天地换算。
虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本申请的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。

Claims (2)

1.一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，其特征在于，包括：
通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据所述测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；
根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；
根据所述缝隙内外壁焓比和所述缝隙外表面壁焓获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温；
基于飞行状态缝隙内部壁温曲线，通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线；
基于外部气动加热计算温度模型，在缝隙内部加载所述缝隙额外注入热流，获得飞行状态缝隙结构传热计算模型，根据所述飞行状态缝隙结构传热计算模型获得真实缝隙结构处的温度；通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线，包括：
通过有缝模型底部测量温度进行气动热辨识，得到侧面传热、辐射加热和缝隙加热的总注入热流；
通过无缝模型底部测量温度进行气动热辨识，得到侧面传热、辐射加热的总注入热流；
有缝模型和无缝模型缝隙内辨识注入热流两者相减获得额外注入热流随内壁温变化曲线。
2.根据权利要求1所述的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，其特征在于，通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，包括：
采用双比色测温仪测量缝隙外表面温度，采用热电偶测量内侧缝隙所在薄金属板外侧温度。
CN201610890388.6A 2016-10-12 2016-10-12 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法 Active CN107944065B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610890388.6A CN107944065B (zh) 2016-10-12 2016-10-12 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610890388.6A CN107944065B (zh) 2016-10-12 2016-10-12 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107944065A CN107944065A (zh) 2018-04-20
CN107944065B true CN107944065B (zh) 2021-08-10

Family

ID=61928276

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610890388.6A Active CN107944065B (zh) 2016-10-12 2016-10-12 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107944065B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112380786B (zh) * 2020-10-30 2024-04-05 中国运载火箭技术研究院 空气舵热环境建模方法、设备及存储介质
CN112577703A (zh) * 2020-12-23 2021-03-30 中国航天空气动力技术研究院 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置
CN114325410B (zh) * 2021-11-22 2023-10-13 北京机电工程研究所 一种用于电池的热振电联合试验方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103366052A (zh) * 2013-06-27 2013-10-23 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速飞行器热静气弹分析方法
CN104267062A (zh) * 2014-10-22 2015-01-07 北京航空航天大学 一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3020477B1 (fr) * 2014-04-28 2016-05-20 Airbus Operations Sas Procede et systeme d'ajustement d'une trajectoire de descente d'un aeronef.

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103366052A (zh) * 2013-06-27 2013-10-23 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速飞行器热静气弹分析方法
CN104267062A (zh) * 2014-10-22 2015-01-07 北京航空航天大学 一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《Aerodynamic Heating of a Gap in the Hypersonic Laminar Boundary Layer》;Hironao YOKOI等;《Trans. JSASS Aerospace Tech. Japan》;20131231;第7-16页 *
《典型气动问题试验方法研究的综述》;罗金玲等;《空气动力学学报》;20141031;第600-609页 *
《高超声速气动力数据天地相关性研究综述》;陈坚强等;《空气动力学学报》;20141031;第587-599页 *
《高超声速飞行器热防护系统设计方法》;张志刚;《中国优秀硕士学位论文全文数据库》;20150215;第C031-311页 *
《高超声速飞行器表面测热技术综述》;孟松鹤等;《航空学报》;20140725;第1759-1775页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107944065A (zh) 2018-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104267062B (zh) 一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法
CN109883660B (zh) 一种热模拟试验控制方法
CN107944065B (zh) 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法
CN105956286A (zh) 一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法
CN104925269B (zh) 一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置及方法
CN108216685A (zh) 适用于钝头体再入飞行器的气动热测量方法
CN104713731A (zh) 一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台
CN103913652B (zh) 电缆载流量的稳态迭代测定方法
CN108132112B (zh) 一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法
CN108182312B (zh) 一种边界层自然转捩试验数据的天地相关性方法
CN104236754A (zh) 基于箱壁温度的油浸式变压器绕组热点温度监测方法
CN103324787B (zh) 批产卫星热设计验证方法
CN102262225A (zh) 空间光学遥感器热光学试验用光学窗口
CN111811768B (zh) 一种恢复焓校测试验件及风洞热考核方法
CN104197839A (zh) 航天器装配精度受重力和温度影响的补偿方法
CN103245691B (zh) 一种测量三芯电缆填充层热阻的方法
CN108333215B (zh) 一种整体式tps中气凝胶隔热层的热导率分析方法
CN205027458U (zh) 一种同步测量固体内部不同深度温度的装置
CN103616079A (zh) 一种高精度变温微波黑体定标源的综合设计方法
CN113390602B (zh) 一种基于内嵌式温敏漆的气动热全场测量系统及方法
CN104964760A (zh) 一种干式摩擦副红外热电偶嵌入式动态测温方法
CN107843405A (zh) 试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法
CN106841288B (zh) 基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法
CN104198153B (zh) 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法
CN114199386A (zh) 冰风洞内旋转帽罩防冰表面温度测量方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant