CN112818464A - 动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法 - Google Patents

动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法、计算机设备及计算机可读存储介质，该方法包括：采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算；逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算气动热数据；对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算气动热数据；对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据；分析单一环境参量对飞行器模型表面气动热影响；分析两种或两种以上环境参量耦合对飞行器模型表面气动热影响；总结单一环境参量、多种环境参量耦合对于飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。本发明可为飞行器设计提供技术支持。

Description

动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法
技术领域
本发明涉及飞行器设计与制造技术领域，尤其涉及一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法、计算机设备及计算机可读存储介质。
背景技术
高超声速飞行器的气动热问题十分复杂，除受到飞行器本身、局部流动特征以及当地流场参数的影响外，气动加热率的大小还决定于来流参数，而来流参数与飞行依托的大气环境密切相关。受地球经纬度以及太阳辐射等因素影响，大气环境的温度、气压、密度等环境参量是动态变化的，而动态变化的环境参量必将引起飞行器表面气动加热率的变化，甚至是突变。
因此，在飞行器设计与制造过程中，有必要对于飞行器模型开展动态的环境参量对气动热的影响规律及敏感性分析研究，从而获取各动态环境要素对不同流态、不同气体模型状态下气动热影响规律。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器气动热影响敏感性分析方法，以确定动态的大气环境参量对飞行器表面各区域的气动热影响规律，为设计和制作飞行器提供技术支持。
为了实现上述目的，本发明提供了一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，包括如下步骤：
S1、采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，计算标准大气参数下，在设定高度范围内，多种马赫数条件所对应的气动热数据；其中，不同气体模型至少包括完全气体模型、高温真实气体模型，设定高度范围至少使计算得到的气动热数据包括湍流流态气动热计算数据、层流流态气动热计算数据；
S2、在步骤S1的基础上，逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；其中，环境参量包括压力、密度、温度；
S3、在步骤S1的基础上，对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算对应的气动热数据；
S4、在步骤S1的基础上，对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；
S5、结合单一拉偏参量的气动热计算数据分析，设计辅助性气动热风洞试验，获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据，包括获取至少一个单一的环境参量分别在层流条件下和湍流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验中，相应的层流条件气动热试验数据和湍流条件气动热试验数据；
S6、结合步骤S1和步骤S2得到的计算结果，以及步骤S5得到的试验结果，逐个分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响；
S7、结合步骤S1和步骤S3的计算结果，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响；
S8、根据步骤S6和步骤S7的结果，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。
优选地，飞行器模型表面各区域包括大面积区、激波干扰区、分离再附流动干扰区、缝隙/舵轴干扰区。
优选地，所述分析方法中，设定高度范围为10km～80km，所述步骤S1至步骤S4中计算时，气动热数据包括对应高度为30km以下的湍流流态气动热计算数据、对应高度为30km以上的层流流态气动热计算数据，以及对应高度为70km以上、带滑移边界条件下的气动热计算数据。
优选地，所述分析方法中，正负拉偏的数值界限为50％。
优选地，所述步骤S6中，分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响时，包括：
根据步骤S5的试验结果，确定至少一个单一的环境参量正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度；
根据步骤S1和步骤S2的计算结果，逐个确定单一的环境参量正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度。
优选地，所述步骤S6中，若根据试验结果，得到单一的环境参量正负拉偏时的影响趋势，与相应的、根据计算结果得到的影响趋势之间的偏离程度超过偏离阈值，则返回步骤S1重新调整气动热计算方法。
优选地，所述步骤S7中，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响时，根据步骤S1和步骤S2的计算结果，基于耦合的情况分组，确定两种及两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度。
优选地，所述步骤S8中，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性时，还包括：
对应飞行器模型表面各区域，给出灵敏度最高的单一环境参量或一组耦合的多种环境参量。
本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一项所述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法的步骤。
本发明还提供了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时实现上述任一项所述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法的步骤。
本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供了一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法、计算机设备及计算机可读存储介质，本发明的分析方法采用成熟的气动热计算方法进行动态环境参量下飞行器模型气动热环境计算，并辅助部分典型状态下的、来流参数动态变化的气动热风洞试验，在不同流态、不同气体模型状态下，针对飞行器模型表面各区域开展环境参量正负拉偏对气动热的影响规律研究，获得动态环境参量对典型的马赫数、高度、攻角等飞行状态的气动热影响量，分析总结耦合动态环境要素对不同流态、不同气体模型状态下，各区域的气动热影响规律，开展动态环境参量对气动热影响敏感性分析，为飞行器的设计与制造提供技术支持。
附图说明
图1是本发明实施例中一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法步骤示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明实施例提供的一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，具体包括如下步骤：
S1、采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，计算标准大气参数下，在设定高度范围内，多种马赫数条件所对应的气动热数据；其中，不同气体模型至少包括完全气体模型、高温真实气体模型，设定高度范围至少使计算得到的所有气动热数据包括湍流流态气动热计算数据、层流流态气动热计算数据。
步骤S1采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，即至少在完全气体模型下，对飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，以及在高温真实气体模型下，对飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，以获得相应条件下(标准大气参数下、在设定高度范围内、多种马赫数条件)的各气动热数据。
优选地，步骤S1中计算气动热环境时，采用经过验证的、用计算流体力学方法数值求解NS(NavierStokes)方程组而开发的气体流动计算程序，以及结合边界层方程和流线法求解的气动热工程计算程序。
S2、在步骤S1的基础上，逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，以模拟环境的动态变化，计算对应的气动热数据；其中，环境参量包括压力、密度、温度。
步骤S1的计算条件未对环境参量(的数值)进行正负拉偏，步骤S2中在步骤S1条件基础上，逐个对单环境参量(的数值)进行正负拉偏，采用成熟的气动热计算方法，相应地在设定高度范围内、多种马赫数条件下，基于不同气体模型(完全气体模型、高温真实气体模型)，对飞行器模型表面各区域进行气动热计算预测。正负拉偏即对环境参量(的数值)进行相应的增减变化，例如，密度正拉偏10％为密度值增加10％，密度负拉偏10％为密度值减少10％，密度正负拉偏且数值界限为10％，即密度的数值由从90％的原密度值至110％的原密度值按设定步长取若干值。
优选地，正负拉偏的数值界限可设为50％，即对环境参量A进行增减变化，变化后数值a的范围为0.5A～1.5A(且a≠A，若等于其本身则意味着无拉偏)。进行正负拉偏时，设定步长，即相邻两个变化后的数值之间的间隔大小，可根据实际需要进行设定。一般而言，设定步长越小，最终分析敏感性时准确度越高。
S3、在步骤S1的基础上，对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，以模拟环境的复杂动态变化，计算对应的气动热数据。
步骤S3对多种环境参量同时变化的情况进行耦合的正负拉偏，采用成熟的气动热计算方法，相应地在设定高度范围内、多种马赫数条件下，基于不同气体模型对飞行器模型表面各区域进行气动热计算预测。
两种或两种以上的环境参量同时变化的组合包括压力和密度耦合(压力和密度二者同时变化)，压力和温度耦合(压力和温度二者同时变化)，压力、密度和温度耦合(压力、密度和温度三者同时变化)。在进行耦合的正负拉偏时，耦合的两个(或三个)环境参量，例如压力和密度，同时进行正负拉偏，即耦合的压力和密度正拉偏10％指的是压力值和密度值同时增加10％，耦合的压力和密度负拉偏10％指的是压力值和密度值同时减少10％，压力和密度进行耦合的正负拉偏且正负拉偏的数值界限为50％，则压力的数值从50％的原压力值至150％的原压力值按设定步长取若干值，同时，密度的数值由从50％的原密度值至150％的原密度值按设定步长取若干值。
S4、在步骤S1的基础上，对风场进行正负拉偏，以模拟偏航角变化，计算对应的气动热数据。
步骤S4对风场引起的偏航角进行增减，采用成熟的气动热计算方法，相应地在设定高度范围内、多种马赫数条件下，基于不同气体模型，对飞行器模型表面各区域进行气动热计算预测。
S5、结合单一拉偏参量的气动热计算数据分析，设计辅助性气动热风洞试验，获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据，包括获取至少一个单一的环境参量分别在层流条件下和湍流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验中，相应的层流条件气动热试验数据和湍流条件气动热试验数据。
通过地面风洞试验设备，可开展针对飞行器模型的、典型状态的辅助性气动热风洞试验。辅助性气动热风洞试验的试验条件可参考步骤S1到步骤S4的计算条件进行设定，通常情况下，受到高度等因素制约，通过地面风洞试验设备无法完全模拟相应的计算条件，但气动热数据受环境参量的影响规律是相似的。
特别地，步骤S5中，所述至少一个单一的环境参量优选为压力，即步骤S5中优选获取压力在层流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验中相应的层流条件气动热试验数据，以及在湍流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验中，相应的湍流条件气动热试验数据。辅助性气动热风洞试验中进行压力正负拉偏，优势在于试验流场调试中压力值相对方便可控，结果可靠性更高。
S6、结合步骤S1和步骤S2得到的计算结果，以及步骤S5得到的试验结果，逐个分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响。
步骤S6优选还包括分析风场对飞行器模型表面各区域的气动热影响，以确定偏航角对应气动热的影响规律。
S7、结合步骤S1和步骤S3的计算结果，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响。
S8、根据步骤S6和步骤S7的结果，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性，即归纳各区域气动热影响规律。
优选地，飞行器模型表面各区域包括无干扰区和干扰区，无干扰区包括大面积区，干扰区包括激波干扰区、分离再附流动干扰区、缝隙/舵轴干扰区等。
优选地，该分析方法中设定高度范围选为10km～80km，步骤S1至步骤S4中计算时，气动热数据包括对应高度为30km以下的湍流流态气动热计算数据、对应高度为30km以上的层流流态气动热计算数据，以及对应高度为70km以上、带滑移边界条件下的气动热计算数据。
优选地，步骤S6中逐个分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响时，包括：
根据步骤S5的试验结果，确定至少一个单一的环境参量正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度；
根据步骤S1和步骤S2的计算结果，逐个确定单一的环境参量正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度。
其中，影响量即拉偏时对应的气动热数据相对于无拉偏时对应气动热数据的变化量，影响偏差即拉偏时对应的气动热数据相对于无拉偏时对应的气动热数据的比值，影响趋势即影响量与拉偏程度的对应关系，例如参量A(A可为压力、密度、温度)由负拉偏数值最大值到正拉偏数值最大值的单增区间内(即由0.5A～1.5A)，对应的影响量随参量A(A可为压力、密度、温度)增加的变化趋势，灵敏度即参量A的数值发生单位变化所引起的影响量变化，灵敏度数值越高，表示对于参量A敏感性越高。
进一步地，步骤S6还包括分析单一环境参量拉偏对不同流态(层流、湍流)时飞行器模型表面各区域气动热数据影响量及影响趋势；分析单一环境参量正负拉偏对不同气体模型(完全气体模型、高温真实气体模型)条件下飞行器模型表面各区域气动热数据影响量及影响趋势；分析单一环境参量(优选为压力)正负拉偏对飞行器模型表面各区域在飞行工况条件下相应的气动热计算数据以及地面风洞试验工况条件下相应的气动热试验数据影响量及影响趋势。
特别地，步骤S6中，若根据步骤S5的试验结果，得到一个单一的环境参量正负拉偏时的影响趋势，与相应的、根据步骤S1和步骤S2的计算结果得到的影响趋势之间的偏离程度超过偏离阈值，则认为计算结果与实际情况存在较大的偏离，不能准确地反应动态环境参量对飞行器的影响，需返回步骤S1重新调整气动热计算方法。
优选地，步骤S7中，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响时，根据步骤S1和步骤S2的计算结果，基于耦合的情况分组，确定两种及两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响趋势和灵敏度。即，可先确定压力和密度耦合的正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度，再确定压力和温度耦合的正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度。
进一步地，步骤S7包括分析多种环境参量耦合正负拉偏对不同流态(层流、湍流)时飞行器模型表面各区域气动热数据影响量及影响趋势；分析多种环境参量耦合正负拉偏对不同气体模型(完全气体模型、高温真实气体模型)条件下飞行器模型表面各区域气动热数据影响量及影响趋势。
优选地，步骤S8中，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性时，还包括：
对应飞行器模型表面各区域，给出其对应的灵敏度最高的单一环境参量或一组耦合的多种环境参量，即确定飞行器模型表面各区域受气动热影响最为明显的条件。
采用本发明的方法，通过计算预测飞行器模型表面各区域在一定条件下对于不同环境参量进行正负拉偏时的敏感性，结合辅助开展部分典型状态下压力正负拉偏气动热风洞试验，可实现分析各动态环境参量(密度、压力、温度)对飞行器表面气动热影响规律，开展动态环境参量(密度、压力、温度)对气动热影响的敏感性分析。
特别地，在本发明一些优选的实施方式中，还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一实施方式中所述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法的步骤。
在本发明另一些优选的实施方式中，还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述任一实施方式中所述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法的步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法实施例的流程，在此不再重复说明。
本发明实施例还提供了一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，包括：
S101、采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，计算标准大气参数下，在设定高度范围内，多种马赫数条件所对应的气动热数据；其中，不同气体模型至少包括完全气体模型、高温真实气体模型，设定高度范围至少使计算得到的气动热数据包括湍流流态气动热计算数据、层流流态气动热计算数据；
S201、在步骤S101的基础上，逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；其中，环境参量包括压力、密度、温度；
S301、在步骤S101的基础上，对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算对应的气动热数据；
S401、在步骤S101的基础上，对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；
S501、结合单一拉偏参量的气动热计算数据分析，设计辅助性气动热风洞试验，开展针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验，调试地面风洞试验设备，进行至少一个单一的环境参量分别在层流条件下和湍流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验，获得相应的层流条件气动热试验数据和湍流条件气动热试验数据；
S601、结合步骤S101和步骤S201得到的计算结果，以及步骤S501得到的试验结果，逐个分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响；
S701、结合步骤S101和步骤S301的计算结果，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响；
S801、根据步骤S601和步骤S701的结果，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。
除步骤S501开展针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验部分，该分析方法其他内容与前述实施方式中的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法相同，在此不再重复说明。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算，计算标准大气参数下，在设定高度范围内，多种马赫数条件所对应的气动热数据；其中，不同气体模型至少包括完全气体模型、高温真实气体模型，设定高度范围至少使计算得到的气动热数据包括湍流流态气动热计算数据、层流流态气动热计算数据；
S2、在步骤S1的基础上，逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；其中，环境参量包括压力、密度、温度；
S3、在步骤S1的基础上，对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算对应的气动热数据；
S4、在步骤S1的基础上，对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；
S5、结合单一拉偏参量的气动热计算数据分析，设计辅助性气动热风洞试验，获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据，包括获取至少一个单一的环境参量分别在层流条件下和湍流条件下进行正负拉偏的气动热风洞试验中，相应的层流条件气动热试验数据和湍流条件气动热试验数据；
S6、结合步骤S1和步骤S2得到的计算结果，以及步骤S5得到的试验结果，逐个分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响；
S7、结合步骤S1和步骤S3的计算结果，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响；
S8、根据步骤S6和步骤S7的结果，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。
2.根据权利要求1所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
飞行器模型表面各区域包括大面积区、激波干扰区、分离再附流动干扰区、缝隙/舵轴干扰区。
3.根据权利要求1所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
所述分析方法中，设定高度范围为10km～80km，所述步骤S1至步骤S4中计算时，气动热数据包括对应高度为30km以下的湍流流态气动热计算数据、对应高度为30km以上的层流流态气动热计算数据，以及对应高度为70km以上、带滑移边界条件下的气动热计算数据。
4.根据权利要求1所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
所述分析方法中，正负拉偏的数值界限为50％。
5.根据权利要求1所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
所述步骤S6中，分析单一的环境参量对飞行器模型表面各区域的气动热影响时，包括：
根据步骤S5的试验结果，确定至少一个单一的环境参量正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度；
根据步骤S1和步骤S2的计算结果，逐个确定单一的环境参量正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度。
6.根据权利要求5所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
所述步骤S6中，若根据试验结果，得到单一的环境参量正负拉偏时的影响趋势，与相应的、根据计算结果得到的影响趋势之间的偏离程度超过偏离阈值，则返回步骤S1重新调整气动热计算方法。
7.根据权利要求5所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
所述步骤S7中，分析两种或两种以上的环境参量耦合对飞行器模型表面各区域的气动热影响时，根据步骤S1和步骤S2的计算结果，基于耦合的情况分组，确定两种及两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏时，对飞行器模型表面各区域的气动热数据的影响量、影响偏差、影响趋势和灵敏度。
8.根据权利要求7所述的动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法，其特征在于：
所述步骤S8中，总结动态的环境参量对飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性时，还包括：
对应飞行器模型表面各区域，给出灵敏度最高的单一环境参量或一组耦合的多种环境参量。
9.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至8中任一项所述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至8中任一项所述动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法的步骤。
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