CN114677481A - 空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法 - Google Patents

空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，涉及飞机测试技术领域。方法通过建立被加热曲面三维模型，将被加热曲面沿X、Y方向提取二维剖面，通过将二维剖面等距扩大形成加热曲面轮廓线，并将加热曲面轮廓线直线化处理为等效直线，获取等效直线的最大等效直线段，最后将X、Y方向的最大等效直线段构建最大等效平面，将多次获取的最大等效平面组合得到理想加热曲面的等效逼近模型。本发明解决了现有空天飞机地面测试试验中，头锥结构辐射加热元件设计及加工难度高的问题，本发明构建模型构建得到的辐射加热元件具有加工简单、试验效果良好的优点。

Description

空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法。
背景技术
随着空天飞机的不断发展，其飞行马赫数也不断升高，为了适应高马赫数带来的各种气动问题，空天飞机头锥结构及其外形也发生了较大变化。当飞行马赫数由10马赫变为20-25马赫时，其头锥结构外形已由锥形外形演变为盾头外形。
因此在超声速飞机地面测试试验的气动热环境模拟时，以往的锥形排布辐射元件方式无法适用。由于空天飞机头锥结构外形复杂，完全按照外形等距的理想加热曲面来设计的辐射加热元件存在加工周期长、加工难度高、异形辐射元件的结构可靠性差，不利于超声速飞机地面测试试验的气动热环境模拟。
因此，亟需构建一种与理想加热曲面等效的逼近模型。
发明内容
为了克服现有热环境模拟技术的不足，本发明提供了空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，包括以下步骤：
S1、根据空天飞机头锥结构被加热曲面形状，通过三维建模软件建立被加热曲面三维模型；
S2、构建坐标系，提取X方向二维剖面和Y方向二维剖面
选取被加热曲面三维模型对应的一个辐射加热方向作为Z方向，通过右手法则确定Z方向对应的X方向和Y方向，并从X方向提取被加热曲面三维模型的X方向二维剖面，从Y方向提取被加热曲面三维模型的Y方向二维剖面；
S3、对X方向二维剖面进行等距扩大，形成理想加热曲面轮廓线；
S4、对理想加热曲面轮廓线进行直线化处理，形成等效直线；
S5、获取等效直线中长度为L的线段A，设定线段A到X方向二维剖面的最大距离为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
，线段A到X方向二维剖面的最小距离为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
；
S6、结合空天飞机地面环境模拟试验要求的热流控制误差确定与
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
对应的
Figure 845268DEST_PATH_IMAGE002
；
S7、获取X方向的最大等效线段
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
依据步骤S6确定的
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure 33804DEST_PATH_IMAGE004
，分别在等效直线获取与X方向二维剖面距离为
Figure 77983DEST_PATH_IMAGE005
的点B和与X方向二维剖面距离为
Figure 883128DEST_PATH_IMAGE002
的点C，通过连接点B和点C确定的线段BC即为X方向的最大等效线段
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；
S8、采用步骤S3至步骤S7的方法，获取Y方向的最大等效直线段
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
；
S9、将X方向的最大等效直线段
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
与Y方向的最大等效直线段
Figure 389065DEST_PATH_IMAGE011
相交，形成理想加热曲面的最大等效平面；
S10、重复步骤S2至步骤S9，直至覆盖被加热曲面三维模型对应的所有辐射加热方向，将获取的各个最大等效平面组合，形成理想加热曲面的等效逼近模型。
进一步地，步骤S2中，右手法则具体包括以下内容：
在空间直角坐标系中，以右手握住Z轴，让右手的四指从X轴的正向以90°的直角转向Y轴的正向，这时大拇指所指的方向就是Z轴的正向。
进一步地，步骤S3中等距扩大的等距距离取值范围为50mm~80mm，为了达成空天飞机地面环境模拟试验中对于高速大梯度升温的要求，须保证加热曲面与空天飞机头锥结构的距离在50mm~80mm范围内。
更进一步地，步骤S3等距扩大的等距距离取值依据为：空天飞机地面环境模拟试验对于空天飞机头锥结构被加热曲面的热流密度/温度/最大温升率要求，在空天飞机地面环境模拟试验中，试验要求温升率、温度、热流密度越高，等距扩大的等距距离取值越小。
优选地，步骤S4中直线化处理具体包括以下内容：
取理想加热曲面轮廓线的最高点、最低点，在最高点与最低点之间选取与步骤S2中辐射加热方向垂直的一条直线。
优选地，步骤S5中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
与所述步骤S2中等距扩大的等距距离相等，保证了等效直线对于加热曲面的模拟效果满足空天飞机地面环境模拟试验中对于高速大梯度升温的要求。
进一步优选地，步骤S6中，确定与
Figure 697686DEST_PATH_IMAGE005
对应的
Figure 912767DEST_PATH_IMAGE002
计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
上式中，
Figure 674049DEST_PATH_IMAGE002
为线段A到X方向二维剖面的最大距离，
Figure 517765DEST_PATH_IMAGE005
为线段A到X方向二维剖面的最小距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
为热流控制误差。
Figure 680893DEST_PATH_IMAGE002
的计算公式保证了最终得到的最大等效平面满足空天飞机地面环境模拟试验中对于高速大梯度升温的要求。
本发明的有益效果是：
（1）本发明针对空天飞机头锥结构被加热曲面形状，获取空天飞机头锥结构所需温区及每个温区对应的辐射角度，再根据每个辐射角度设定每个温区对应的最大等效面，由此得到的等效逼近模型是一个由多个最大等效平面组成的辐射加热元件，通过本发明得到的辐射加热元件既非理想弧面，也不需要复杂的加工工艺，但能够做到在空天飞机地面测试试验误差范围内，满足空天飞机头锥结构被加热曲面对于温度场的所有需求；
（2）根据本发明方法设计加工所得的辐射加热元件相较于现有技术，其结构更简单可靠。
附图说明
图1是实施例1的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型的构建方法流程图；
图2是实施例1中加热曲面三维模型图；
图3是实施例1中最大等效平面组合图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1
本实施例为空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、根据空天飞机头锥结构被加热曲面形状，通过三维建模软件建立被加热曲面三维模型，被加热曲面三维模型如图2所示；
S2、构建坐标系，提取X方向二维剖面和Y方向二维剖面
选取被加热曲面三维模型对应的一个辐射加热方向作为Z方向，通过右手法则确定Z方向对应的X方向和Y方向，并从X方向提取被加热曲面三维模型的X方向二维剖面，从Y方向提取被加热曲面三维模型的Y方向二维剖面，右手法则具体包括以下内容：
在空间直角坐标系中，以右手握住Z轴，让右手的四指从X轴的正向以90°的直角转向Y轴的正向，这时大拇指所指的方向就是Z轴的正向；
S3、对X方向二维剖面进行等距扩大，形成理想加热曲面轮廓线，等距扩大的等距距离为50mm，等距扩大的等距距离取值依据为：空天飞机地面环境模拟试验对于空天飞机头锥结构被加热曲面的热流密度/温度/最大温升率要求；
S4、对理想加热曲面轮廓线进行直线化处理，形成等效直线，直线化处理具体包括以下内容：
取理想加热曲面轮廓线的最高点、最低点，在最高点与最低点之间选取与步骤S2中辐射加热方向垂直的一条直线；
S5、获取等效直线中长度为L的线段A，设定线段A到X方向二维剖面的最大距离为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
，线段A到X方向二维剖面的最小距离为
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
与等距扩大的距离相同，也是50mm；
S6、结合空天飞机地面环境模拟试验要求的热流控制误差确定与
Figure 535717DEST_PATH_IMAGE020
对应的
Figure 315454DEST_PATH_IMAGE018
，确定与
Figure 445084DEST_PATH_IMAGE020
对应的
Figure 977565DEST_PATH_IMAGE018
计算公式为：
Figure 800028DEST_PATH_IMAGE015
上式中，
Figure 67061DEST_PATH_IMAGE002
为线段A到X方向二维剖面的最大距离，
Figure 382DEST_PATH_IMAGE005
为线段A到X方向二维剖面的最小距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为热流控制误差，本实施例中
Figure 872523DEST_PATH_IMAGE021
为5%，
Figure 865887DEST_PATH_IMAGE002
为51.23mm；
S7、获取X方向的最大等效线段
Figure 354637DEST_PATH_IMAGE007
依据步骤S6确定的
Figure 826070DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure 333143DEST_PATH_IMAGE004
，分别在等效直线获取与X方向二维剖面距离为
Figure 497408DEST_PATH_IMAGE005
的点B和与X方向二维剖面距离为
Figure 207875DEST_PATH_IMAGE002
的点C，通过连接点B和点C确定的线段BC即为X方向的最大等效线段
Figure 482999DEST_PATH_IMAGE009
；
S8、采用步骤S3至步骤S7的方法，获取Y方向的最大等效直线段
Figure 860891DEST_PATH_IMAGE011
；
S9、将X方向的最大等效直线段
Figure DEST_PATH_IMAGE022
与Y方向的最大等效直线段
Figure 664899DEST_PATH_IMAGE011
相交，形成理想加热曲面的最大等效平面；
S10、重复步骤S2至步骤S9，直至覆盖被加热曲面三维模型对应的所有辐射加热方向，将获取的各个最大等效平面组合，最大等效平面组合如图3所示，形成理想加热曲面的等效逼近模型。
实施例2
本实施例与实施例1的区别在于：
步骤S3中，等距扩大的等距距离为80mm，
步骤S5中，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
与等距扩大的等距距离相同，也是80mm，
步骤S6中，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为5%，
Figure 111929DEST_PATH_IMAGE002
为81.98mm。

Claims (7)

1.空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、根据空天飞机头锥结构被加热曲面形状，通过三维建模软件建立被加热曲面三维模型；
S2、构建坐标系，提取X方向二维剖面和Y方向二维剖面
选取被加热曲面三维模型对应的一个辐射加热方向作为Z方向，通过右手法则确定Z方向对应的X方向和Y方向，并从X方向提取被加热曲面三维模型的X方向二维剖面，从Y方向提取被加热曲面三维模型的Y方向二维剖面；
S3、对X方向二维剖面进行等距扩大，形成理想加热曲面轮廓线；
S4、对理想加热曲面轮廓线进行直线化处理，形成等效直线；
S5、获取等效直线中长度为L的线段A，设定线段A到X方向二维剖面的最大距离为
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，线段A到X方向二维剖面的最小距离为
Figure DEST_PATH_IMAGE004
；
S6、结合空天飞机地面环境模拟试验要求的热流控制误差确定与
Figure DEST_PATH_IMAGE005
对应的
Figure 106546DEST_PATH_IMAGE002
；
S7、获取X方向的最大等效线段
Figure DEST_PATH_IMAGE007
依据步骤S6确定的
Figure DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure 794403DEST_PATH_IMAGE004
，分别在等效直线获取与X方向二维剖面距离为
Figure 34892DEST_PATH_IMAGE005
的点B和与X方向二维剖面距离为
Figure 985530DEST_PATH_IMAGE002
的点C，通过连接点B和点C确定的线段BC即为X方向的最大等效线段
Figure 868036DEST_PATH_IMAGE007
；
S8、采用步骤S3至步骤S7的方法，获取Y方向的最大等效直线段
Figure DEST_PATH_IMAGE010
；
S9、将X方向的最大等效直线段
Figure DEST_PATH_IMAGE011
与Y方向的最大等效直线段
Figure 423782DEST_PATH_IMAGE010
相交，形成理想加热曲面的最大等效平面；
S10、重复步骤S2至步骤S9，直至覆盖被加热曲面三维模型对应的所有辐射加热方向，将获取的各个最大等效平面组合，形成理想加热曲面的等效逼近模型。
2.如权利要求1所述的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，所述步骤S2中，右手法则具体包括以下内容：
在空间直角坐标系中，以右手握住Z轴，让右手的四指从X轴的正向以90°的直角转向Y轴的正向，这时大拇指所指的方向就是Z轴的正向。
3.如权利要求1所述的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，所述步骤S3中等距扩大的等距距离取值范围为50mm~80mm。
4.如权利要求2所述的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，所述步骤S3等距扩大的等距距离取值依据为：空天飞机地面环境模拟试验对于空天飞机头锥结构被加热曲面的热流密度/温度/最大温升率要求。
5.如权利要求1所述的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，所述步骤S4中直线化处理具体包括以下内容：
取理想加热曲面轮廓线的最高点、最低点，在最高点与最低点之间选取与步骤S2中辐射加热方向垂直的一条直线。
6.如权利要求1所述的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，所述步骤S5中
Figure DEST_PATH_IMAGE012
与所述步骤S2中等距扩大的等距距离相等。
7.如权利要求1所述的空天飞机地面测试的理想加热曲面等效逼近模型构建方法，其特征在于，所述步骤S6中，确定与
Figure 84439DEST_PATH_IMAGE012
对应的
Figure DEST_PATH_IMAGE013
计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE015
上式中，
Figure 725636DEST_PATH_IMAGE013
为线段A到X方向二维剖面的最大距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为线段A到X方向二维剖面的最小距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为热流控制误差。
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