一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法技术

一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，包括步骤如下：一、通过数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流；二、对舵缝隙内是否存在非定常效应进行判断并相应处理；三、获得若干周期内舵缝隙区域特征点处定常方法的平均热流；四、获得若干周期内特征点处非定常方法的平均热流并和定常方法结果比较，根据情况相应处理；五、获得舵缝隙区域干扰因子，利用曲线拟合方法获得干扰因子随舵偏变化的分段解析函数曲线；六、将干扰因子的分段函数曲线嵌入到气动热工程计算程序，获得飞行器在设定弹道时间段的舵缝隙区域热环境结果。本发明专利技术在保证空气舵缝隙气动热评估结果可靠性的同时能够有效减小评估结果的冗余度。

An aerothermal evaluation method for aircraft air rudder gap in unsteady state

An aerodynamic heat assessment method for air rudder crevice in an unsteady state, including steps as follows: (1) the heat flow of the outer surface of the aircraft is obtained by numerically solving the N S equation of the aircraft's flow field. Two, the non steady effect in the rudder gap is judged and dealt with; three, several periodicity rudder joints are obtained. The average heat flow of the constant method at the feature point of the gap region; four. The average heat flow of the unsteady method at the characteristic points in several periods is obtained and compared with the result of the constant method. Five. The interference factor of the rudder gap region is obtained, and the piecewise analytic function of the interference factor with the rudder deviation is obtained by the curve fitting method. Six. The piecewise function curve of the interference factor is embedded into the aerodynamic thermal engineering calculation program to obtain the result of the thermal environment of the rudder gap in the setting of the ballistic time. The invention can effectively reduce the redundancy of the evaluation result while ensuring the reliability of the aerodynamic thermal evaluation results of the air rudder gap.

【技术实现步骤摘要】
一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法
本专利技术涉及一种气动热评估方法。
技术介绍
良好的控制特性和机动性对飞行器性能十分重要，而空气舵是高超声速飞行器进行姿态控制和维持稳定的重要部件，使得高超声速飞行器离不开空气舵的设计以及在飞行过程中空气舵的频繁摆动。由于结构特点及功能要求，使得空气舵和飞行器舱体之间不可避免地会存在缝隙，如图1所示，空气舵缝隙区域一般包括空气舵缝隙中与来流空气接触部分和空气舵附近受空气舵缝隙流动影响显著的区域。空气舵缝隙往往是飞行器流动规律最复杂、气动加热最严酷的区域之一。在空气舵缝隙流动复杂性的众多表现中，非稳态是其特性之一。一方面，空气舵缝隙内往往会存在不稳定的分离涡流动结构，这种流动结构可能形成非定常流动，而使得空气舵缝隙内流动处于不稳定状态；另一方面，出于飞行控制或姿态维持的需要，空气舵需要频繁摆动而使得空气舵处于一种非稳态状态中，这两种情况下的空气舵缝隙气动热评估统称为非稳态情况下的空气舵缝隙气动热评估。通常情况下，高超声速飞行器空气舵区域的气动热环境评估基本方式是采用气动热数值计算和地面试验相结合的方法进行，其中尤以数值计算能够评估真实状态下的气动热环境而被更广泛地采用。从现有技术来看，定舵偏情况下的定常气动热模拟已相当普遍并在工程上广泛采用，常用的手段是基于定常假设数值求解Navier-Stokes(N-S)方程而获得空气舵区域的热流，但对计算过程中可能出现的非定常流动现象则关注不足。若按传统方法，如果空气舵缝隙内出现分离涡流动结构，涡的蹿动导致空气舵舵缝隙内干扰区模拟的热流忽高忽低时，则根据数值模拟结果去取值则可能会取到极高值或极低值，得到的结果具有很大的不确定性，难以保证可靠；而如若采用非定常方法计算，则因其对计算资源的需求巨大而难以在工程上广泛使用。对于空气舵频繁摆动的情况，因气动热评估时数值模拟工作量巨大而通常采用极限舵偏包络的方法进行弹道设计，极限舵偏情况下的热环境往往非常严酷，给防隔热方案设计带来极大困难，经常因为空气舵缝隙区域气动热评估结果过于严酷而使得方案难以闭合，也使得飞行器在研制过程中过多地受制于飞行器的姿控设计方案和空气舵缝隙区域的防隔热设计方案。综上，对于高超声速飞行器空气舵缝隙区域的气动热评估，是影响飞行器姿控系统设计和局部防隔热设计方案的重点问题，也是当前设计水平下的普遍难点，如何准确、快速地评估空气舵缝隙区域的热环境，使之能够为飞行器方案的设计提供准确的输入，满足飞行试验的要求，十分迫切。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，针对空气舵缝隙内产生的非定常流动现象和空气舵工作时频繁摆动这两类非稳态问题而导致空气舵缝隙区域气动热评估难以把握并且计算量巨大的问题，本专利技术提出了一种非稳态情况下空气舵缝隙干扰区的气动热环境设计方法，能够有效地考虑空气舵缝隙内存在非定常流动时的气动热变化特征，建立空气舵频繁摆动情况下的空气舵缝隙气动热评估方法，在可接受的计算资源耗费情况下，保证评估可靠性的同时有效减小评估的冗余度。本专利技术所采用的技术方案是：一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，包括如下步骤：步骤一、利用有限体积法或有限差分法数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流，并获取残差收敛曲线；步骤二、对飞行器空气舵与舱体之间的缝隙内是否存在非定常效应进行判断，具体判断方法如下：根据残差收敛曲线进行流场收敛情况判断，如果残差曲线下降4～5个量级，则表明飞行器表面的气动热计算结果收敛，则进入步骤五；如果残差曲线下降小于3个量级，则结合热流计算结果进行判断，判断方法包括如下两种：方法一：按照设定的步数输出空气舵缝隙区域的热流分布云图，观察热流分布云图是否随计算步数的变化呈周期性的变化，如果呈周期性变化则认为空气舵缝隙区域流动存在非定常效应，则进入步骤三；如果不呈周期性变化则认为空气舵缝隙区域流动不存在非定常效应，则进入步骤五；方法二：通过输出空气舵缝隙区域固定位置处点的随计算步数变化的热流曲线，观察热流曲线是否随计算步数呈周期性变化，若呈周期性变化，则认为空气舵缝隙区域流动存在非定常效应，则进入步骤三；如果不呈周期性变化则认为空气舵缝隙区域流动不存在非定常效应，则进入步骤五；步骤三、在空气舵缝隙内选取特征点，对若干周期内定常计算方法获得的热流数据进行平均处理得到空气舵缝隙区域在特征点处的平均热流结果；步骤四、采用非定常计算方法获得步骤三中选取的特征点处若干周期内的平均热流结果，对比特征点处非定常计算方法和定常计算方法的热流结果：如果非定常计算方法的平均热流结果小于定常计算方法的平均热流结果或非定常计算方法的平均热流结果与定常计算方法的平均热流结果的偏差在10％以内，则进入步骤五；步骤五、获得空气舵缝隙区域的干扰因子，对舵偏变化范围进行分段，利用曲线拟合方法获得干扰因子关于舵偏变化的分段解析函数曲线；干扰因子指步骤三中获得的空气舵缝隙区域的平均热流结果与非干扰热流结果的比值；步骤六、将步骤五中获得的干扰因子关于随舵偏变化的分段解析函数曲线嵌入到气动热工程计算程序中，计算获得飞行器在设定的弹道时间段内的空气舵缝隙区域热环境曲线。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)传统方法进行高超声速空气舵缝隙区域气动热评估时，往往忽略可能存在的非定常效应，若出现非定常效应时，则评估结果可能大幅偏大或大幅偏小，难以保证结果的可靠性；本专利技术采用理论分析和数值计算相结合的手段，能够有效判断高超声速飞行时空气舵缝隙区域内是否存在明显的非定常效应，并提出了一种合理解决存在非定常效应时空气舵缝隙的气动热评估方法，在保证评估结果可靠性的同时有效减小评估结果的冗余度；(2)传统方法对于空气舵频繁摆动的弹道，由于工作量巨大而无法按真实舵偏进行气动热评估；而采用极限舵偏包络设计，则会对防隔热系统方案造成很大压力甚至影响飞行方案闭合；本专利技术基于提取不同舵偏情况下的空气舵缝隙区域数值结果，采用分段曲线拟合干扰因子的方法实现了空气舵频繁变化情况下的气动热评估，能够在可接受的较短时间内实现对飞行方案真实舵偏情况下的气动热评估，从而减小防隔热系统方案设计的压力。附图说明图1为空气舵安装结构及空气舵缝隙区域示意图；图2为本专利技术的空气舵缝隙区域热环境设计流程图；图3为残差收敛曲线示意；图4为典型残差收敛曲线振荡情况；图5(a)～图5(h)为典型周期内空气舵缝隙舵轴附近区域热流分布；图6为典型空气舵缝隙位置点热流随计算步数的变化；图7(a)～图7(l)为空气舵缝隙区域热流随时间的变化；图8(a)～图8(d)为空气舵舵轴干扰因子随舵偏的变化及拟合曲线；图9为典型弹道时间段空气舵舵轴气动热评估结果。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式进行进一步的详细描述。参照图2，示出了本专利技术实施例中一种控制舵缝隙的热环境设计方法的步骤流程图。一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，包括步骤如下：1.飞行器热环境数值计算针对滑翔段典型飞行状态，通过求解N-S方程(式1)获得真实飞行器外壁表面热流。式中，x、y、z为笛卡尔坐标系下坐标，为求解矢量，为无粘通量，为粘性通量，t为物理流动时间。采用有限体积法或有限差分法数值离散N-S方程，并采用一定的数值本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、利用有限体积法或有限差分法数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流，并获取残差收敛曲线；步骤二、对飞行器空气舵与舱体之间的缝隙内是否存在非定常效应进行判断，如果空气舵缝隙区域流动存在非定常效应，则进入步骤三；如果空气舵缝隙区域流动不存在非定常效应，则进入步骤五；步骤三、在空气舵缝隙内选取特征点，对若干周期内定常计算方法获得的热流数据进行平均处理得到空气舵缝隙区域在特征点处的平均热流结果；步骤四、采用非定常计算方法获得步骤三中选取的特征点处若干周期内的平均热流结果，对比特征点处非定常计算方法和定常计算方法的热流结果：如果非定常计算方法的平均热流结果小于定常计算方法的平均热流结果或非定常计算方法的平均热流结果与定常计算方法的平均热流结果的偏差在10％以内，则进入步骤五；步骤五、获得空气舵缝隙区域的干扰因子，对舵偏变化范围进行分段，利用曲线拟合方法获得干扰因子关于舵偏变化的分段解析函数曲线；步骤六、将步骤五中获得的干扰因子关于随舵偏变化的分段解析函数曲线嵌入到气动热工程计算程序中，计算获得飞行器在设定的弹道时间段内的空气舵缝隙区域热环境曲线。...

【技术特征摘要】
1.一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、利用有限体积法或有限差分法数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流，并获取残差收敛曲线；步骤二、对飞行器空气舵与舱体之间的缝隙内是否存在非定常效应进行判断，如果空气舵缝隙区域流动存在非定常效应，则进入步骤三；如果空气舵缝隙区域流动不存在非定常效应，则进入步骤五；步骤三、在空气舵缝隙内选取特征点，对若干周期内定常计算方法获得的热流数据进行平均处理得到空气舵缝隙区域在特征点处的平均热流结果；步骤四、采用非定常计算方法获得步骤三中选取的特征点处若干周期内的平均热流结果，对比特征点处非定常计算方法和定常计算方法的热流结果：如果非定常计算方法的平均热流结果小于定常计算方法的平均热流结果或非定常计算方法的平均热流结果与定常计算方法的平均热流结果的偏差在10％以内，则进入步骤五；步骤五、获得空气舵缝隙区域的干扰因子，对舵偏变化范围进行分段，利用曲线拟合方法获得干扰因子关于舵偏变化的分段解析函数曲线；步骤六、将步骤五中获得的干扰因子关于随舵偏变化的分段解析函数曲线嵌入到气动热工程计算程序中，计算获得飞行器在设定的弹道时间段内的空气舵缝隙区域热环境曲线。2.根据权利要求1所述的一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，其特征在于：所述步骤二对飞行器空气舵与舱体之间的缝隙内是否存在非定常效应进行判断的具体判断方...

【专利技术属性】
技术研发人员：聂亮，李宇，聂春生，檀妹静，王迅，曹占伟，王振峰，周禹，闵昌万，朱广生，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11