CN112380786B - 空气舵热环境建模方法、设备及存储介质 - Google Patents

空气舵热环境建模方法、设备及存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请实施例提供一种空气舵热环境建模方法、设备及存储介质，其中，方法包括：获取空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数；根据所述热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸；根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数；根据所述网格尺度参数对空气舵的表面进行网格划分。本申请实施例提供的空气舵热环境建模方法、设备及存储介质能够减小热环境预测偏差，进而保证合理的网格量，提高空气舵热环境仿真精度及计算效率。

Description

空气舵热环境建模方法、设备及存储介质
技术领域
本申请涉及飞行器热环境建模技术，尤其涉及一种空气舵热环境建模方法、设备及存储介质。
背景技术
空气舵是运载火箭等航天飞行器常用的控制部件。在飞行器高速飞行过程中，空气舵及其附近干扰区将受到激波干扰影响产生恶劣的热环境，需要采用网格划分的方式进行高精度计算分析，以采用相应的防热设计手段。然而由于局部激波边界层干扰流动非常复杂，且具有较强的多尺度流动特征，对数值模拟网格划分质量有较高的要求。传统的空气舵网格划分结果导致热环境预测偏差较大，尤其是对舵轴在飞行器表面干扰区和舵面干扰区等部位热流的模拟精度较低，同时容易造成网格量过大导致仿真计算效率下降。
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空气舵热环境建模方法、设备及存储介质。
本申请第一方面实施例提供一种空气舵热环境网格建模方法，包括：
获取空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数；
根据所述热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸；
根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数；
根据所述网格尺度参数对空气舵的表面进行网格划分。
本申请第二方面实施例提供一种空气舵热环境网格建模设备，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空气舵热环境网格建模方法。
本申请第三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空气舵热环境网格建模方法。
本申请实施例提供的技术方案，通过获取空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数；根据热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸；根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度；然后根据网格尺度对空气舵的表面进行网格划分，能够减小热环境预测偏差，进而保证合理的网格量，提高空气舵热环境仿真精度及计算效率。
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空气舵热环境建模方法的流程图；
图2为本申请实施例一提供的空气舵典型拓扑结构和网格示意图；
图3为本申请实施例三提供的空气舵热环境建模方法的流程图；
图4为本申请实施例三提供的空气舵舵面来流横截面拓扑结构示意图；
图5为本申请实施例三提供的空气舵舵面法向对称面拓扑结构示意图；
图6为本申请实施例三提供的空气舵三维视角拓扑结构示意图；
图7为本申请实施例三提供的空气舵热环境仿真结果与实验结果的对比图；
图8为本申请实施例三提供的空气舵干扰区热环境仿真结果分布图；
图9为本申请实施例三提供的空气舵舵面热环境仿真结果分布图；
图10为本申请实施例四提供的空气舵热环境网格建模设备的结构示意图。
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
本实施例提供一种空气舵热环境网格建模方法，能够用于对飞行器中的空气舵的热环境进行建模，提高热环境的预测偏差。
实际应用中，该空气舵热环境网格建模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空气舵热环境建模方法的流程图。如图1所示，本实施例提供的空气舵热环境建模方法包括：
步骤101、获取空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数。
飞行弹道内运行的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。热环境参数的内容可以根据传统空气舵的相关参数进行设定，例如：可以为来流马赫数和舵偏角。
步骤102、根据热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸。
空气舵外形及空气舵在火箭身上的位置是已知的，结合上述获取到的热环境参数计算空气舵干扰区的尺寸。
步骤103、根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数。
预设空气舵网格划分模型为预先建立好的，根据该模型及空气干扰区的尺寸参数可计算空气舵的网格尺度。
步骤104、根据网格尺度对空气舵的表面进行网格划分。
图2为本申请实施例一提供的空气舵典型拓扑结构和网格示意图。对空气舵进行表面网格划分后的结果可参照图2所示。图2中，块2-20为舵缝内部区域，块1、块16-29为舵面边界层区域，块26-28和块29-32为舵面在箭身上干扰区/分离区。
本实施例提供的技术方案，通过获取空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数；根据热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸；根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度；然后根据网格尺度对空气舵的表面进行网格划分，能够减小热环境预测偏差，进而保证合理的网格量，提高空气舵热环境仿真精度及计算效率。
实施例二
本实施例是在上述实施例的基础上，对空气舵热环境网格建模方法进行优化。
预设空气舵网格划分模型可以为预先设定好的，或者也可以在步骤102之前进行确定。
具体为：在上述步骤103根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数之前，还可以执行根据空气舵外形及空气舵在箭身上的位置确定预设空气舵网格划分模型。
在确定预设空气舵网格划分模型之后，还可以根据空气舵干扰区的尺寸调整预设空气舵网格划分模型，使其与空气舵的真实运行环境具有较高的贴合度。
上述步骤102的一种具体实现方式：根据热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵外围来流边界层的厚度，然后根据空气舵外围来流边界层的厚度计算空气舵干扰区的尺寸。
上述步骤103的一种具体实现方式：根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格参数，然后根据网格参数计算空气舵网格尺度。
空气舵网格参数包括：基于空气舵前缘半径、缝隙高度、来流边界层厚度、舵轴半径的来流雷诺数。
空气舵网格尺度包括：空气舵各部位的第一层网格尺度和干扰区网格尺度。
实施例三
本实施例是在上述实施例的基础上，对空气舵热环境网格建模方法进行优化，尤其是提供一种空气舵热环境网格建模方法的具体实现方式。
图3为本申请实施例三提供的空气舵热环境建模方法的流程图。如图3所示，本实施例提供的方法包括如下几个步骤：
第一步：提取飞行弹道热环境设计关键工况参数，即：空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数，可包括来流马赫数和舵偏角等。
第二步：根据空气舵外形及在箭身上的位置、热环境参数计算空气舵附近来流边界层的厚度，并计算干扰区尺寸。干扰区尺寸可由如下公式计算：
其中，Ma∞为来流马赫数；δ为空气舵压缩面半楔角和舵偏角之和；γ为气体比热比，通常对于空气可取γ＝1.4。空气舵干扰区边界线从空气舵前缘开始，与飞行器轴线方向夹角为β，干扰区即位于干扰区边界线和空气舵舵面之间。
第三步：根据空气舵外形及在箭身上的位置完成网格划分拓扑结构，包含对箭身、舵面、舵前后缘、舵轴进行网格划分。在划分之后还可以调整拓扑结构的空间尺寸及范围，经过该步骤后得到了预设空气舵网格划分模型。
第四步：根据网格划分拓扑结构及干扰区尺寸计算基于舵前缘半径、缝隙高度、来流边界层厚度、舵轴半径的来流雷诺数，可采用如下公式：
其中ρ∞为来流密度，U∞为来流速度，μ∞为来流动力学黏性系数，L为特征长度，Re为雷诺数。特征长度分别取为舵前缘半径、缝隙高度、来流边界层厚度、舵轴半径等参数，得到对应的雷诺数。
第五步：结合上述各参数计算各部位第一层网格尺度需求、干扰区网格尺度需求，可采用如下公式计算：
其中dgrid为垂直于壁面的法向网格尺度，Reg为网格雷诺数。计算第一层法向网格尺度时，Reg可取为5～10。当第四步中获得的缝隙高度雷诺数小于基于来流边界层厚度雷诺数时，计算边界层厚度范围内、缝隙内部、舵前缘一倍半径内、舵轴周围一倍半径内的法向网格尺度时，Reg可取为10～50。当第四步中获得的缝隙高度雷诺数大于基于来流边界层厚度雷诺数时，计算边界层厚度范围内、缝隙内部、舵前缘一倍半径内、舵轴周围一倍半径内的法向网格尺度时，Reg可取为10～100。
第六步：完成相应工况下网格划分。
图4为本申请实施例三提供的空气舵舵面来流横截面拓扑结构示意图，图5为本申请实施例三提供的空气舵舵面法向对称面拓扑结构示意图，图6为本申请实施例三提供的空气舵三维视角拓扑结构示意图。如图2、4、5、6所示，图2中块2-20为舵缝内部区域，块1、块16-29为舵面边界层区域，块26-28和块29-32为舵面在箭身上干扰区/分离区。图2中的粗实线表示舵根弦轮廓线A1，图4中的箭头所指为分离区A2，图5中的箭头所指为舵轴在舵面的干扰区A3，图6中箭头所指的粗实线表示舵面轮廓线A4。
采用多块结构式网格，在箭身及舵面壁面附近设置独立的边界层区，在流动分离部位有独立的干扰区，如图2中块26-28和块29-32。可以很好的考虑到空气舵激波边界层干扰流动中分离区、边界层和缝隙内流动计算。
另外，在舵轴附近拓扑结构增加过渡区，如图2中块15和块20，较传统方法实现了舵面流向方向网格分布与厚度方向网格分布的解耦。对于舵轴附近网格实现理想过渡的同时降低总网格量。
进一步的，在舵轴附近的舵面上增加专门的加密区，如图5中块13，经实验与计算研究，在该部位可能存在由于舵轴干扰产生的高热流，相对于传统方法计算该热流精度更高。
根据预估空气舵箭身分离区大小制定干扰区拓扑结构范围，确保分离区流向、法向和展向具有足够的网格密度，相对于传统方法可以更有效的利用网格分布，提升干扰区热流计算精度同时不过度增加总网格量。基于局部边界层概念，分析飞行弹道环境，根据当地雷诺数预估边界层网格尺度需求，保证热流计算精度。
图7为本申请实施例三提供的空气舵热环境仿真结果与实验结果的对比图。如图7所示，可以看出热环境仿真结果与实验吻合度较高，体现了本项目方法的高精度特征。
图8为本申请实施例三提供的空气舵干扰区热环境仿真结果分布图。如图8所示，可以看出空气舵干扰区热环境仿真结果分布规律合理。
图9为本申请实施例三提供的空气舵舵面热环境仿真结果分布图。如图9所示，可以看出空气舵舵面热环境仿真结果分布规律合理。
上述方案中，综合考虑舵面法向加密的必要性和切向加密的不必要性，提出舵轴与舵面之间增加过渡区的拓扑结构方案，改进了舵轴附近网格拓扑结构划分方法，较传统方法实现了舵面切向方向网格分布与法向方向网格分布的解耦，确保舵轴附近部位网格合理加密和均匀过渡的同时，可大大降低总网格量。
提出在舵轴附近的舵面上增加专门的加密区方案，较传统方法可以更好地捕捉舵轴附近的流动结构，实现舵轴在舵面干扰区热流的预示，提升舵面局部峰值热流的仿真精度。
基于来流马赫数和舵偏角计算激波强度，提出分离区大尺度涡满足网格无关性的条件；基于干扰区内局部边界层概念，预估空气舵在飞行器表面干扰区网格尺度需求。确保舵面在飞行器表面干扰区大小范围和高热流“条带”位置模拟正确；提升舵面在飞行器表面干扰区热流模拟精度。
上述技术方案通过对计算网格的合理划分，提升空气舵热环境仿真精度，降低空气舵防热风险，并为空气舵防热方案的精细化设计提供支撑。根据空气舵舵面、舵面干扰区、舵缝、舵轴等不同部位流动形式的不同确定壁面第一层网格尺度和空间网格尺度，根据空气舵外形特征和流场特征确定网格拓扑结构。该方法大幅提升了空气舵及其干扰区热环境计算的精度，验证表明采用该方法之后数值模拟结果与实验结果的偏差很小，约为15％～20％，与不同轮次实验之间的差异相当。
本发明的实施可以采用相关商业网格建模软件或者自研网格建模软件进行。主要技术方案为针对典型全动空气舵外形，从空气舵热环境产生机理、分布规律和影响因素出发，制定热环境高精度模拟所需的网格拓扑结构及其覆盖范围，计算各部位第一层网格尺度需求、箭身边界层内网格密度需求、空气舵干扰区局部边界层网格密度需求、空气舵干扰区分离流动网格密度需求，实现热环境高精度模拟所需要的网格划分。
实施例四
图10为本申请实施例四提供的空气舵热环境网格建模设备的结构示意图。如图10所示，本实施例提供的空气舵热环境网格建模设备包括：存储器21、处理器22以及计算机程序。其中，计算机程序存储在存储器21中，并被配置为由处理器22执行以实现如上任一内容所提供的空气舵热环境网格建模方法。
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空气舵热环境网格建模方法。
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)

1.一种空气舵热环境网格建模方法，其特征在于，包括：
获取空气舵在飞行弹道内运行的热环境参数；
根据所述热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸；
根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数；
根据所述网格尺度参数对空气舵的表面进行网格划分；
根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数，包括：根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格参数；根据所述空气舵网格参数计算空气舵网格尺度参数；所述空气舵网格参数包括：基于空气舵前缘半径、缝隙高度、来流边界层厚度、舵轴半径的来流雷诺数；所述空气舵网格尺度参数包括：空气舵各部位的第一层网格尺度和干扰区网格尺度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在根据空气舵干扰区的尺寸及预设空气舵网格划分模型计算空气舵网格尺度参数之前，还包括：
根据空气舵外形及空气舵在箭身上的位置确定预设空气舵网格划分模型。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在根据空气舵外形及空气舵在箭身上的位置确定预设空气舵网格划分模型之后，还包括：
根据空气舵干扰区的尺寸调整预设空气舵网格划分模型。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述空气舵热环境参数包括：来流马赫数和舵偏角。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据所述热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵干扰区的尺寸，包括：
根据所述热环境参数与空气舵外形及空气舵在箭身上的位置计算空气舵外围来流边界层的厚度；
根据空气舵外围来流边界层的厚度计算空气舵干扰区的尺寸。
6.一种空气舵热环境网格建模设备，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1-5任一项所述的空气舵热环境网格建模方法。
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1-5任一项所述的空气舵热环境网格建模方法。
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