一种飞行器舱内压力预测方法技术

技术编号:15763396 阅读:185 留言:0更新日期:2017-07-06 01:04
本发明专利技术公开了一种飞行器舱内压力预测方法,首先,假设飞行器充排气系统封闭,计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力及其函数P

A method for predicting cabin pressure in aircraft

The invention discloses a method for predicting the pressure in an aircraft cabin. Firstly, assuming that the charging and discharging system of the aircraft is closed, the outer cabin pressure and the function P corresponding to each typical ballistic point of the flight section of the flight to be measured are calculated

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器舱内压力预测方法
本专利技术涉及一种飞行器舱内压力预测方法,能够用于飞行器再入返回过程中沿飞行弹道各个时刻的充排气系统各舱室压力快速预测。
技术介绍
飞行器在上升、再入以及异常中止的过程中,适当的充排气系统非常关键,其设计约束包括:飞行器舱内的几何形状与尺寸,舱内仪器的布置,以及结构部件所能承受的最小和最大压差。同时,内部结构和仪器又会受到舱内压力变化率和绝对压力量值的影响。不当的通气系统设计可能会导致结构件爆炸或破裂、电子元器件失效、有效载荷污染、以及零部件过热。目前,航空航天领域的飞行器舱内压力控制方法主要分为被动式和主动式两种。主动式压力控制具有较高的控制精度,可应用于对舱内压力敏感的载人航天器的舱段设计。但该系统需要较多的额外设备,将明显增加系统的复杂程度并降低飞行器的总体性能。被动式压力控制通过在飞行器结构表面设计合理的充排气孔以降低结构所承受的舱内外压差载荷。在上升阶段,飞行高度增高导致舱外环境大气压力下降,飞行器内部气体通过充排气孔自动排放至外部环境。在下降阶段,飞行高度降低导致舱外环境大气压力升高,外部环境气体通过充排气孔自动进入飞行器内部,以增加舱内气压。由于结构形式简单,被动式压力控制方法已广泛应用于运载火箭的整流罩结构设计。由于飞行器舱内压力受诸多因素影响,难以通过理论分析得到,传统设计时一般通过工程估算结合风洞实验的方法获得。但风洞实验受条件所限,与实际飞行状态存在较大差异,且实验时间及经费成本巨大。非定常数值模拟方法的精度较高,但进行飞行全程的舱内压力预测所需要耗费的计算资源和计算时间也相当高。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是克服现有技术的不足,提供一种既能保证计算精度,同时又能提高效率的飞行器舱内压力预测方法。本专利技术的技术方案是:一种飞行器舱内压力预测方法,该方法包括以下步骤:(1)、假设飞行器充排气系统封闭,计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力,以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量,对其进行拟合,得到飞行器待测飞行段舱外压力函数Pe(t);(2)、假设飞行器舱内外相互联通,计算M个不同舱内外压力比所对应的飞行器待测飞行段每个典型弹道点下的充排气系数,以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量,分别对不同舱内外压力比下的充排气系数进行拟合,得到不同舱内外压力比下飞行器待测飞行段充排气系数函数Cdj(t),j=1~M,所述M≥3;(3)、从飞行器待测飞行段初始弹道点开始,按照固定时间间隔Δt,对飞行器待测飞行段每个弹道点,执行如下步骤计算得到每个弹道点对应的舱内压力Pin(tk),tk=t0+k×Δt,k=0~N,N为弹道点数:(3a)、令k=0,根据飞行器待测飞行段初始弹道点处舱内压力Pin(tk)、舱内体积V、舱内温度Tin(tk),计算出舱内气体的初始质量m(tk);(3b)、基于一维等熵流假设,根据排气孔面积、第k个弹道点处的舱外压力Pe(tk)、舱内压力Pin(tk),计算第k个弹道点的理想质量流率(3c)、根据步骤(2)得到的不同舱内外压力比下的充排气系数函数Cdj(t),j=1~M,所述M≥3,得到第k个弹道点处的不同舱内外压力比下充排气系数,然后以舱内外压力比为自变量,对第k个弹道点处的不同舱内外压力比下充排气系数进行拟合,得到第k个弹道点处实际舱内外压力对应的充排气系数Cd(tk);(3d)、采用步骤(3b)得到的第k个弹道点处实际舱内外压力对应的充排气系数Cd(tk)修正步骤(3a)中所得到的第k个弹道点处的理想质量流率得到该第k个弹道点处的实际质量流率(3e)、计算第k+1个弹道点与第k个弹道点时间间隔Δt内的质量流量Δm,根据该质量流量Δm,计算第k+1个弹道点处的舱内气体质量m(tk+1)和舱内压力Pin(tk+1),tk+1=t0+(k+1)×Δt:Pin(tk+1)=(m(tk+1)/V)RT(tk+1)(3f)、将k加1,重复步骤(3a)~(3f),直到获得整个待测飞行段的舱内压力。当待测飞行段为再入返回阶段时,步骤(3b)中计算第k个弹道点的理想质量流率的公式为:式中,Tin(tk)为第k个弹道点处对应的舱内温度,A为充排气孔面积,γ为空气比热比。当待测飞行段为起飞上升阶段时,步骤(3b)中计算第k个弹道点的理想质量流率的公式为:式中,Tin(tk)为第k个弹道点处对应的舱内温度,A为充排气孔面积,γ为空气比热比。步骤(3e)还可以根据计算得到的舱内压力Pin(tk+1)和外部大气环境压力P∞(tk+1),得到第k+1个弹道点处的舱内相对压力为ΔP(tk+1):ΔP(tk+1)=P∞(tk+1)-Pin(tk+1)所述典型弹道点根据飞行全程的高度或者马赫数确定。所述步骤(1)采用CFD数值模拟方法计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力。所述步骤(2)采用CFD数值模拟方法、非定常数值模拟方法或者工程估算结合风洞实验手段计算M个不同舱内外压力比所对应的飞行器待测飞行段每个典型弹道点下的充排气系数。所选取的M个不同舱内外压力比的范围覆盖飞行器飞行全程的舱内外压力比。本专利技术与现有技术相比的优点如下:(1)、本专利技术针对高超声速飞行器的飞行特点及被动式舱内压力控制系统,建立了飞行器舱内压力快速预测方法,该方法在保证计算精度的基础上,提高了求解效率,避免了大量的风洞实验,实现了高超声速飞行器舱内压力的预测,可为其充排气系统及结构系统设计提供重要的参考和依据;(2)、本专利技术与传统的工程估算结合风洞实验手段相比,所采用的CFD数值模拟方法能够有效改善计算精度,并大幅节约时间和经费成本;(3)、本专利技术与非定常数值模拟相比,采用一维等熵流假设求得理想质量流率,并采用CFD数值模拟计算得到的重排气系数修正理想质量流率得到实际质量流率,能够显著提高求解效率,节省计算资源;(4)、本专利技术通过不同内外压力比下的充排气系数进行拟合插值与反复迭代,获得整个计算弹道范围内的飞行器舱内压力变化情况,数值分析准确,且显著提高计算效率;(5)、本专利技术还给出沿飞行弹道各个时刻飞行器各舱室的内部压力值,以及舱室与外部环境之间的压力差,从而为飞行器充排气系统的总体设计提供依据。附图说明图1为飞行器舱内压力预测方法流程图;图2为带充排气系统的高超声速飞行器简化图;图3为典型弹道点下飞行器底部封闭流场图;图4为飞行器底部封闭时充排气孔中心压力值沿弹道的变化;图5为底部通气计算充排气系数时舱内边界条件设置;图6为典型弹道点下飞行器底部通气流场图;图7为不同弹道高度下充排气系数随内外压力比的变化;图8为来流压力、机身后舱舱内压力及舱内相对压力沿弹道的变化。具体实施方式下面结合实例,说明本专利技术的具体实施方式。图1为某高超声速飞行器外形,该飞行器的充排气系统包括位于飞行器底部的排气孔,通过排气孔使得飞行器舱内气体与舱外环境相联通,从而保障飞行器舱内外的压力差维持在结构所能承受的范围内。如图2所示,本专利技术提供了一种飞行器舱内压力预测方法,该方法包括以下步骤:(1)、假设飞行器充排气系统封闭,通过CFD数值模拟方法计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力,以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量,对其进行本文档来自技高网...
一种飞行器舱内压力预测方法

【技术保护点】
一种飞行器舱内压力预测方法,其特征在于包括以下步骤:(1)、假设飞行器充排气系统封闭,计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力,以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量,对其进行拟合,得到飞行器待测飞行段舱外压力函数P

【技术特征摘要】
1.一种飞行器舱内压力预测方法,其特征在于包括以下步骤:(1)、假设飞行器充排气系统封闭,计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力,以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量,对其进行拟合,得到飞行器待测飞行段舱外压力函数Pe(t);(2)、假设飞行器舱内外相互联通,计算M个不同舱内外压力比所对应的飞行器待测飞行段每个典型弹道点下的充排气系数,以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量,分别对不同舱内外压力比下的充排气系数进行拟合,得到不同舱内外压力比下飞行器待测飞行段充排气系数函数Cdj(t),j=1~M,所述M≥3;(3)、从飞行器待测飞行段初始弹道点开始,按照固定时间间隔Δt,对飞行器待测飞行段每个弹道点,执行如下步骤计算得到每个弹道点对应的舱内压力Pin(tk),tk=t0+k×Δt,k=0~N,N为弹道点数:(3a)、令k=0,根据飞行器待测飞行段初始弹道点处舱内压力Pin(tk)、舱内体积V、舱内温度Tin(tk),计算出舱内气体的初始质量m(tk);(3b)、基于一维等熵流假设,根据排气孔面积、第k个弹道点处的舱外压力Pe(tk)、舱内压力Pin(tk),计算第k个弹道点的理想质量流率(3c)、根据步骤(2)得到的不同舱内外压力比下的充排气系数函数Cdj(t),j=1~M,所述M≥3,得到第k个弹道点处的不同舱内外压力比下充排气系数,然后以舱内外压力比为自变量,对第k个弹道点处的不同舱内外压力比下充排气系数进行拟合,得到第k个弹道点处实际舱内外压力对应的充排气系数Cd(tk);(3d)、采用步骤(3b)得到的第k个弹道点处实际舱内外压力对应的充排气系数Cd(tk)修正步骤(3a)中所得到的第k个弹道点处的理想质量流率得到该第k个弹道点处的实际质量流率(3e)、计算第k+1个弹道点与第k个弹道点时间间隔Δt内的质量流量Δm,根据该质量流量Δm,计算...

【专利技术属性】
技术研发人员:詹慧玲周伟江徐国武陈冰雁纪楚群
申请(专利权)人:中国航天空气动力技术研究院
类型:发明
国别省市:北京,11

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