CN112182781B - 飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请实施例提供一种飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质，其中，飞行器表面结构设定方法，包括：获取飞行器弹道热环境参数；根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角；根据所述等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面。本申请实施例提供的飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质能够对飞行器表面结构进行优化，尤其是对表面的凸起物结构进行优化，以降低其局部热环境。

Description

飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质
技术领域
本申请涉及飞行器表面结构设计技术，尤其涉及一种飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
根据航天飞行器的设计需要，飞行器表面通常设置有各种类型的凸起物，例如：电缆、锁弹/箭凸块、反推火箭凸起等结构。当航天飞行器在大气层中高速飞行时，这些凸起物自身及其附近区域将受到激波干扰的影响而产生较为恶劣的局部热环境。恶劣的局部热环境增大了局部防热方案的设计难度，增大了了飞行器的重量，提高飞行器结构的复杂度及研制成本。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种飞行器表面结构设定方法、装置、设备及存储介质。
本申请第一方面实施例提供一种飞行器表面结构设定方法，包括：
获取飞行器弹道热环境参数；
根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角；
根据所述等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面。
本申请第二方面实施例提供一种飞行器表面结构设定装置，包括：
热环境参数获取模块，用于获取飞行器弹道热环境参数；
等效迎角确定模块，用于根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角；
曲面生成模块，用于根据所述等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面。
本申请第三方面实施例提供一种飞行器表面结构设定设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上所述的飞行器表面结构设定方法。
本申请第四方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上所述的飞行器表面结构设定方法。
本申请实施例提供的技术方案，通过获取飞行器弹道热环境参数，然后根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角，再根据等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，相当于得到了飞行器表面设置的凸起物的三维曲面，采用上述方案得到的飞行器表面形状能够有效降低飞行器凸起物周围的局部热环境，降低了防热方案设计的难度。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例一提供的飞行器表面结构设定方法的流程图；
图2为本申请实施例三提供的飞行器表面结构设定方法的流程图；
图3为本申请实施例四提供的飞行器表面结构设定装置的结构示意图；
图4为本申请实施例五提供的飞行器表面结构设定设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例一
本实施例提供一种飞行器表面结构设定方法，能够优化飞行器表面的形状，尤其是凸起物的形状，降低局部热环境。
实际应用中，该飞行器表面结构设定方法可以通过计算机程序实现，例如，应用软件等；或者，该方法也可以实现为存储有相关计算机程序的介质，例如，U盘、云盘等；再或者，该方法还可以通过集成或安装有相关计算机程序的实体装置实现，例如，芯片、可移动智能设备等。
图1为本申请实施例一提供的飞行器表面结构设定方法的流程图。如图1所示，本实施例提供一种飞行器表面结构设定方法，包括：
步骤101、获取飞行器弹道热环境参数。
飞行器弹道热环境参数为热环境设计工况相关的参数，可采用工程计算方法来计算获取。
步骤102、根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角。
飞行器表面结构的预设尺寸约束参数根据将要形成在飞行器表面的凸起物结构进行设定，例如根据凸起物的形状、尺寸进行设定。
飞行器表面结构的预设尺寸约束参数为包括最小尺寸约束和最大尺寸约束的闭区间。最小尺寸约束需在长度、宽度和高度上覆盖内部包裹的功能设备(电缆、反推等)。最大尺寸约束需在长度和宽度上不超越其他结构(穿舱口、舱段对接面等)，高度上满足至装载平台(发射车、内埋弹舱、挂架等)要求。
飞行器表面结构的等效迎角为飞行器表面结构上每一点的相切面与飞行器弹道来流方向之间的夹角。
步骤103、根据等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面。
根据上述步骤计算得到的等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，即：凸起物形成在飞行器表面上的三维曲面。
本实施例提供的技术方案，通过获取飞行器弹道热环境参数，然后根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角，再根据等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，相当于得到了飞行器表面设置的凸起物的三维曲面，采用上述方案得到的飞行器表面形状能够有效降低飞行器凸起物周围的局部热环境，降低了防热方案设计的难度。
实施例二
本实施例是在上述实施例的基础上，对飞行器表面结构设定方法进行优化。
上述飞行器弹道热环境参数具体可以为马赫数和攻角。则上述步骤101具体可以为采用工程计算方法确定飞行器弹道中飞行器表面结构的马赫数和攻角。
上述步骤102中，根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角，本实施例提供一种实现方式：
该步骤可以采用如下方式：首先，根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的初步外形，然后计算飞行器表面结构每一点的等效迎角。
在计算等效迎角的过程中，分别计算飞行器表面结构的对称面中每一点的等效迎角、以及飞行器表面结构的非对称面中每一点的等效迎角。
之后，步骤103中，根据等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，具体可以采用如下方式：根据等效迎角建立飞行器表面结构的控制点，根据控制点建立飞行器表面结构的控制线，根据控制线生成飞行器表面结构的三维曲面。
另外，在获取飞行器弹道热环境参数之前，还包括：对飞行器表面结构进行外形约束分析，并确定表面结构对称面型的线角度。当线角度与飞行器弹道中来流方向之间的夹角大于预设值时，执行步骤101获取飞行器弹道热环境参数。在实际应用中，线角度与飞行器弹道中来流方向之间的夹角尽可能较大。
实施例三
本实施例是在上述实施例的基础上，提供一种飞行器表面结构设定方法的实现方式：
首先，开展飞行器表面凸起物外形约束分析，确定凸起物对称面型线角度，尽可能使对称面型线与来流夹角更大。然后根据飞行器弹道采用工程方法计算凸起物对称面型线热环境，明确关键飞行马赫数和攻角。再根据侧向几何约束构建凸起物初步外形，计算凸起物初步外形每一点的等效迎角。之后调整等效迎角较小的部位，建立控制点。最后根据控制点建立控制线，根据控制线建立三维曲面。
图2为本申请实施例三提供的飞行器表面结构设定方法的流程图。如图2所示，一种具体的实现方式：
根据预设的飞行弹道提取热环境参数，包括马赫数、攻角等；并对飞行器局部凸起物外形内部和外部进行尺寸约束分析，得到预设尺寸约束参数。然后根据热环境参数和预设尺寸约束参数计算飞行器表面对称面的等效迎角，再计算非对称面的等效迎角。之后，根据等效迎角计算生成典型控制点，根据控制点生成经纬两个方向控制线，再生成三维曲面。
进一步的，还可以开展典型工况热环境数值仿真，当仿真结果显示热环境分布符合预期时，当前飞行器表面凸起物的形状符合要求，能够有效降低局部热环境。
经过仿真分析可知，采用本实施例所提供的方案对飞行器表面凸起物进行优化，引起的激波强度较低，干扰区范围更小。凸起物自身具有热流均匀度高、量值低的特征；凸起物干扰区具有范围小、热流低的特征。
本实施例提供的方案，利用流体力学基本理论，引入等效迎角的定义在满足结构约束的同时，基于激波和边界层理论，提出一种局部外形优化设计方案。首先开展局部热环境影响因素分析，主要有飞行弹道参数和几何外形参数。对于凸起物而言几何参数主要为局部与来流的迎角，同时应避免凸起物局部曲率过大的部位。然后采用三维建模软件，首先建立控制点，然后生成三维曲面实现凸起物外形优化设计，在满足功能需求的同时有效降低热环境。
该方案能够应用于对火箭的整流罩进行外表面结构设计，可降低整流罩的局部热环境。
实施例四
图3为本申请实施例四提供的飞行器表面结构设定装置的结构示意图。如图3所示，本实施例提供的飞行器表面结构设定装置包括：热环境参数获取模块31、等效迎角确定模块32和曲面生成模块33。
其中，热环境参数获取模块31用于获取飞行器弹道热环境参数。等效迎角确定模块32用于根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角。曲面生成模块33用于根据等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面。
本实施例提供的技术方案，通过获取飞行器弹道热环境参数，然后根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角，再根据等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，相当于得到了飞行器表面设置的凸起物的三维曲面，采用上述方案得到的飞行器表面形状能够有效降低飞行器凸起物周围的局部热环境，降低了防热方案设计的难度。
进一步的，上述飞行器弹道热环境参数包括：马赫数和攻角。
上述热环境参数获取模块31具体用于采用工程计算方法确定飞行器弹道中飞行器表面结构的马赫数和攻角。
上述等效迎角确定模块32包括：外形确定单元和等效迎角确定单元。其中，外形确定单元用于根据飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的初步外形。等效迎角确定单元用于计算飞行器表面结构每一点的等效迎角。
等效迎角确定单元具体用于计算飞行器表面结构的对称面中每一点的等效迎角，以及计算飞行器表面结构的非对称面中每一点的等效迎角。
上述曲面生成模块33包括：控制点建立单元、控制线建立单元和三维曲面生成单元。其中，控制点建立单元用于根据等效迎角建立飞行器表面结构的控制点。控制线建立单元用于根据控制点建立飞行器表面结构的控制线。三维曲面生成单元用于根据控制线生成飞行器表面结构的三维曲面。
另外，还包括：线角度确定模块和夹角判断模块。其中，线角度确定模块用于对飞行器表面结构进行外形约束分析，并确定表面结构对称面型的线角度。夹角判断模块用于判断线角度与飞行器弹道中来流方向之间的夹角是否大于预设值，若是，则触发热环境参数获取模块31执行获取飞行器弹道热环境参数的操作。
实施例五
图4为本申请实施例五提供的飞行器表面结构设定设备的结构示意图。如图4所示，本实施例提供的飞行器表面结构设定设备包括：存储器41、处理器42以及计算机程序。其中，计算机程序存储在存储器41中，并被配置为由处理器42执行以实现上述任一内容所提供飞行器表面结构设定方法。
另外，本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行以实现如上任一内容所提供的飞行器表面结构设定方法。
本实施例提供的设备和存储介质具有与上述方法相同的技术效果。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。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申请中的具体含义。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (7)

1.一种飞行器表面结构设定方法，其特征在于，包括：
获取飞行器弹道热环境参数；飞行器弹道热环境参数包括：马赫数和攻角；
根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角，具体包括：根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的初步外形；计算飞行器表面结构每一点的等效迎角；飞行器表面结构的等效迎角为飞行器表面结构上每一点的相切面与飞行器弹道来流方向之间的夹角；
根据所述等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，具体包括：根据所述等效迎角建立飞行器表面结构的控制点；根据控制点建立飞行器表面结构的控制线；根据控制线生成飞行器表面结构的三维曲面。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，获取飞行器弹道热环境参数，具体为：
采用工程计算方法确定飞行器弹道中飞行器表面结构的马赫数和攻角。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，计算飞行器表面结构每一点的等效迎角，包括：
计算飞行器表面结构的对称面中每一点的等效迎角；
计算飞行器表面结构的非对称面中每一点的等效迎角。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在获取飞行器弹道热环境参数之前，还包括：
对飞行器表面结构进行外形约束分析，并确定表面结构对称面型的线角度；
当线角度与飞行器弹道中来流方向之间的夹角大于预设值时，获取飞行器弹道热环境参数。
5.一种飞行器表面结构设定装置，其特征在于，包括：
热环境参数获取模块，用于获取飞行器弹道热环境参数；飞行器弹道热环境参数包括：马赫数和攻角；
等效迎角确定模块，用于根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的等效迎角，具体用于根据所述飞行器弹道热环境参数及飞行器表面结构的预设尺寸约束参数确定飞行器表面结构的初步外形；计算飞行器表面结构每一点的等效迎角；飞行器表面结构的等效迎角为飞行器表面结构上每一点的相切面与飞行器弹道来流方向之间的夹角；
曲面生成模块，用于根据所述等效迎角生成飞行器表面结构的三维曲面，具体用于根据所述等效迎角建立飞行器表面结构的控制点；根据控制点建立飞行器表面结构的控制线；根据控制线生成飞行器表面结构的三维曲面。
6.一种飞行器表面结构设定设备，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-4任一项所述的飞行器表面结构设定方法。
7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-4任一项所述的飞行器表面结构设定方法。
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