CN110525680A - 一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究模型简化设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究简化模型设计方法，将复杂高超声速飞行器按照如下简化设计准则进行简化设计，得到用于机理研究的简化模型；所述复杂高超声速飞行器为两级并联飞行器，所述的简化模型包括满足原并联关系的一级简化模型和二级简化模型，所述的简化设计准则为二级简化模型去除原二级标模外形立尾，其余特征不变；一级简化模型在二级标模头部位置前与原一级标模外形保持一致，保留V尾。

Description

一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究模型简化设计方法
技术领域
本发明涉及一种适用于高超声速飞行器机理研究模型简化设计方法，属于航天飞行器外形简化设计领域。
背景技术
一直以来，降低空间载荷发射成本都是从事天地往返运输系统研制航空航天强国的不懈追求，可重复使用空天飞行器作为空天载荷的运输平台，可有效降低空间发射成本，具有廉价、灵活、常规机场发射等显著特点，不仅可作为低地轨道载荷运输平台，还可作为空天作战武器平台，遂行精确打击和高点侦察的作战任务。因此，近些年来，倍受世界各国的关注。对于空天飞行器，可分为单级入轨、两级入轨及多级入轨等方式，各种入轨方式各有优缺点，本专利关注的是采用两级入轨方式的空天飞行器模型简化设计。
对于两级入轨空天飞行器，按照布局形式分为串联式布局和并联式布局。串联式布局在常规火箭应用较多，对应的分离方案设计、分离技术以及相应的研究方法都较为成熟；并联式布局在航天飞机应用较多，是新一代可重复使用航天系统的优选方案之一。目前，人们对并联式两级入轨飞行器的流动机理认识还不够深入，特别是级间分离的流动特性，还有待深入研究。
两级入轨空间飞行器在高速声速飞行条件进行级间分离时，两大型飞行器存在非常复杂的流场，流动从缝隙流(亚声速/超声速阻塞流)到通道流(多波系超声速流)，激波结构快速变化，激波-边界层严重干扰，这些流动现象会产生复杂的气动力和气动热效应，而这些干扰引起的气动力和气动热效应会严重影响两级入轨飞行器的稳定性，最终甚至会导致分离失败，因而开展高超声速两级入轨飞行器气动力和气动热效应机理研究是实现安全分离的重要理论基础。
对复杂高超声速飞行器直接开展流动机理研究虽然能有效保留流场的所有特征，但研究难度非常大。特别是实现瞬态纹影和PSP技术同时观察两级模拟之间的分离过程空间流场图像及表面压力图像时，如果飞行器外形过于复杂，必然大大增加了传感器布置的数量。因此，设计一个保留原始模型的主要流动特性，又便于流动机理研究的简化模型十分必要。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究模型简化设计方法，用于复杂高超声速两级入轨飞行器开展流动机理研究。
本发明解决技术的方案是：一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究简化模型设计方法，将复杂高超声速飞行器按照如下简化设计准则进行简化设计，得到用于机理研究的简化模型；所述复杂高超声速飞行器为两级并联飞行器，所述的简化模型包括满足原并联关系的一级简化模型和二级简化模型，所述的简化设计准则为二级简化模型去除原二级标模外形立尾，其余特征不变；一级简化模型在二级标模头部位置前与原一级标模外形保持一致，保留V尾。
优选的，所述的一级简化模型在原一级标模机身中部即机翼前缘后掠角变化位置前的飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘与原一级标模保持一致。
优选的，一级简化模型的V尾外形及位置与原一级标模外形一致。
优选的，一级简化模型在机翼前缘后掠角变化位置前为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原一级标模外形相同，并向后延伸至一级飞行器机身尾部，使得整个一级简化模型为椭圆锥外形。
优选的，在所述一级简化模型的上表面设置平台，平台位置与原一级标模一致，一级简化模型的下表面在上表面平台位置对称处截取平台。
优选的，一级简化标模采用三角翼布局，机翼后掠角、下反角与原一级标模外形机翼前缘后缘角变化前的后掠角和下反角相同，翼前缘半径与原一级标模外形相同。
优选的，所述的原并联关系指两级飞行器的相对位置、相对距离及相对姿态角。
一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究简化模型，包括一级简化模型和二级简化模型，所述二级简化模型去除原二级标模外形立尾，其余特征不变；一级简化模型在二级标模头部位置前与原一级标模外形保持一致，保留V尾。
优选的，所述的一级简化模型在原一级标模机身中部即机翼前缘后掠角变化位置前的飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘与原一级标模保持一致；一级简化模型的V尾外形及位置与原一级标模外形一致；一级简化模型在机翼前缘后掠角变化位置前为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原一级标模外形相同，并向后延伸至一级飞行器机身尾部，使得整个一级简化模型为椭圆锥外形。
优选的，一级简化标模采用三角翼布局，机翼后掠角、下反角与原一级标模外形机翼前缘后缘角变化前的后掠角和下反角相同，翼前缘半径与原一级标模外形相同。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)采用本发明的简化模型设计方法，降低了一级、二级模型的复杂度，降低了开展两级飞行器分离流动机理研究试验的模型加工难度；
(2)采用本发明的简化模型设计方法，降低了一级、二级模型的复杂度，能有效减少开展高速声速下两级入轨飞行器分离流动机理研究试验传感器布置数量；
(3)采用本发明的简化模型设计方法一方面保留了原始模型的主要流动特性，包括两级飞行器之间的激波干扰及横流特性，同时降低了两级飞行器分离流动机理研究的难度，为两级飞行器分离流动机理试验研究奠定一定基础。
附图说明
图1为本发明提供的两级入轨空天飞行器示意图
图2为本发明提供的一级飞行器简化模型示意图；
图3为本发明提供的一级飞行器原标模与简化模型对比图；
图4为本发明提供的二级飞行器原标模与简化模型对比图；
图5为本发明提供的分离距离d＝2.6m原标模与简化模型的对称面压力云图及一、二级飞行器表面压力分布对比曲线；
图6为本发明提供的分离距离d＝5m原标模与简化模型的对称面压力云图及一、二级飞行器表面压力分布对比曲线。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明是针对复杂高超声速两级入轨飞行器开展流动机理研究难度大的不足，提出了一种适用于复杂高超声速两级入轨飞行器机理研究简化模型设计方法。采用这种化模型设计方法一方面保留了原始模型的主要流动特性，同时降低了两级飞行器分离流动机理研究的难度，为两级飞行器分离流动机理试验研究奠定一定基础。
本发明分别对两级入轨高超声速飞行器模型进行简化。一级简化模型外形为翼身组合体，具体如图1所示，此简化模型在一级飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘在机身中部之前与原一级飞行器标模外形一致，一级简化模型上表面平台位置与原一级飞行器标模一致，V尾外形及位置与原一级飞行器标模外形一致；二级简化模型除去原二级飞行器标模立尾，其余特性保持不变。一级简化模型为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原标模外形相同，并向后延伸至一级飞行器机身尾部，使得整个一级简化模型为椭圆锥外形。此外，为了进一步保持机身上下对称，一级飞行器简化模型的下表面在上表面平台位置对称处截取平台，具体见图2。原一级飞行器标模外形机翼是具有一定下反角的双三角机翼布局，在机身中部附近机翼前缘后掠角发生变化，一级简化模型采用三角翼布局，机翼后掠角、下反角与原标模外形机翼前部的后掠角和下反角相同，翼前缘半径与原外形相同，简化模型与原标模对比图如图3所示。即在机翼前缘后掠角变化前，简化模型与原标模的机翼外形相同。二级飞行器简化模型在原标模基础上去掉立尾，其余特性保持不变，对比如图4所示。
一级简化模型在机身中部(即机翼前缘后掠角变化位置)前，飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘与原标模保持一致；
一级简化模型的V尾外形及位置与原标模外形一致；
一级简化模型为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原标模外形相同，并沿原外形延伸方向向后延伸至一级飞行器机身尾部；
一级简化模型上表面平台位置与原标模一致，为了保持机身上下对称，一级飞行器简化模型的下表面在上表面平台位置对称处截取平台；
一级简化模型采用三角翼布局，机翼后掠角、下反角与原标模外形机翼前缘后缘角变化前的后掠角和下反角相同，翼前缘半径与原外形相同；
二级飞行器简化模型在原标模基础上去掉立尾，其余特性保持不变。
图5和图6分别给出分离距离d为2.6m和5m时原标模与简化模型对称面的压力云图及一级、二级飞行器的表面压力分布对比曲线，数值结果表明，不同分离距离下，简化模型对称面的激波形状及位置与原标模的对称面的激波形状及位置一致，简化模型与原标模一级飞行器上表面压力分布与二级飞行器的下表面压力分布也一致，验证了采用本发明提供的简化模型设计方法的可行性。
对于两级并联入轨复杂高超声速飞行器机理研究模型简化时，既要保证原模型主要流场特性，同时也要降低机理研究的难度，一级飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘在机身中部之前与原一级飞行器标模外形一致，一级简化模型上表面平台位置与原一级飞行器标模一致，V尾外形及位置与原一级飞行器标模外形一致保证了飞行器的激波形状及横流特性，一级简化模型为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原标模外形相同，并向后延伸至一级飞行器机身尾部，一方面则大大简化了一级模型，同时也很好了保留了飞行器高超声速特性。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究简化模型设计方法，其特征在于：将复杂高超声速飞行器按照如下简化设计准则进行简化设计，得到用于机理研究的简化模型；所述复杂高超声速飞行器为两级并联飞行器，所述的简化模型包括满足原并联关系的一级简化模型和二级简化模型，所述的简化设计准则为二级简化模型去除原二级标模外形立尾，其余特征不变；一级简化模型在二级标模头部位置前与原一级标模外形保持一致，保留V尾。
2.根据权利1所述的简化模型设计方法，其特征在于：所述的一级简化模型在原一级标模机身中部即机翼前缘后掠角变化位置前的飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘与原一级标模保持一致。
3.根据权利1所述的简化模型设计方法，其特征在于：一级简化模型的V尾外形及位置与原一级标模外形一致。
4.根据权利1或2所述的简化模型设计方法，其特征在于：一级简化模型在机翼前缘后掠角变化位置前为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原一级标模外形相同，并向后延伸至一级飞行器机身尾部，使得整个一级简化模型为椭圆锥外形。
5.根据权利4所述的简化模型设计方法，其特征在于：在所述一级简化模型的上表面设置平台，平台位置与原一级标模一致，一级简化模型的下表面在上表面平台位置对称处截取平台。
6.根据权利1或5所述的简化模型设计方法，其特征在于：一级简化标模采用三角翼布局，机翼后掠角、下反角与原一级标模外形机翼前缘后缘角变化前的后掠角和下反角相同，翼前缘半径与原一级标模外形相同。
7.根据权利1所述的简化模型设计方法，其特征在于：所述的原并联关系指两级飞行器的相对位置、相对距离及相对姿态角。
8.一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究简化模型，其特征在于：包括一级简化模型和二级简化模型，所述二级简化模型去除原二级标模外形立尾，其余特征不变；一级简化模型在二级标模头部位置前与原一级标模外形保持一致，保留V尾。
9.根据权利8所述的简化模型，其特征在于：所述的一级简化模型在原一级标模机身中部即机翼前缘后掠角变化位置前的飞行器头部、上表面、机翼及翼前缘与原一级标模保持一致；一级简化模型的V尾外形及位置与原一级标模外形一致；一级简化模型在机翼前缘后掠角变化位置前为椭圆锥，椭圆锥的长短轴母线与原一级标模外形相同，并向后延伸至一级飞行器机身尾部，使得整个一级简化模型为椭圆锥外形。
10.根据权利8所述的简化模型，其特征在于：一级简化标模采用三角翼布局，机翼后掠角、下反角与原一级标模外形机翼前缘后缘角变化前的后掠角和下反角相同，翼前缘半径与原一级标模外形相同。
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