The present invention provides a method for acquiring thermal aerodynamic performance of flying vehicle. Based on the idea of interface partition, the whole interface of flying vehicle is divided into engine interface and aerodynamic interface. The thermal aerodynamic performance of flying vehicle is solved by superimposing cold aerodynamic performance data of flying vehicle with cold and hot difference of engine interface and cold and hot difference of aerodynamic interface as thermal aerodynamic performance of flying vehicle. The difficulty of obtaining thermal properties. At the same time, the accuracy of the data is guaranteed by using the wind tunnel test data as the benchmark. At the same time, the difference between the cold and hot state of the engine interface and the aerodynamic interface is obtained by CFD calculation instead of the absolute quantity, which avoids the systematic deviation between CFD calculation and test and ensures the accuracy of the data.
【技术实现步骤摘要】
一种带飞飞行器热态气动性能获取方法
本专利技术属于发动机测试领域,具体涉及一种发动机带飞试验飞行器热态性能获取方法。
技术介绍
最近几十年以来,可大大拓展飞行器飞行速域/空域包线的组合动力技术开始急速发展。在当前阶段,组合动力发动机如RBCC、TBCC大都还处于地面原理样机验证,以及少量的发动机带飞飞行试验。带飞飞行试验是指依靠带飞飞行器的火箭动力完成预定飞行剖面,给被试的组合发动机提供真实的飞行条件,飞行过程中组合发动机处于工作状态,验证组合发动机的关键技术。带飞飞行过程中,组合发动机一直处于工作状态,发动机燃烧后的热喷流对带飞飞行器的气动性能产生剧烈影响,这就带来了发动机工作状态(简称热态)气动性能获取的迫切需求。发动机不工作状态(简称冷态)的气动性能数据有成熟的获取方法:风洞试验和CFD数值计算。热态性能的获取必须模拟热态内流和冷态外流的耦合过程。风洞试验根据相似准则采用缩比模型,但燃烧化学反应不具备缩尺效应,所以风洞试验无法获取热态气动性能。尽管目前也在发展飞行器/发动机一体化风洞试验,但只适用于小尺度飞行器。CFD数值计算理论上可以获得热态气动性能,但既要模拟内流的燃烧化学反应,还要模拟整个飞行器的流场域,单个状态计算量很大,尤其是满足飞行器研制所需的全飞行剖面状态计算量巨大,并且复杂的燃烧过程模拟精度不高。目前没有较为可靠简单的方法获取带飞飞行器的热态性能。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决带飞飞行器热态性能的获取难题,结合试验和CFD数值计算,提出界面划分的方法,建立了一种简单可靠的带飞飞行器热态气动性能获取方法。为了解决上述技术问题,本 ...
【技术保护点】
1.一种带飞飞行器热态气动性能获取方法,其特征在于,包括如下步骤:S1、将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面;S2、获取带飞飞行器冷态气动性能数据;S3、获取发动机界面冷热态差;S4、获取气动界面的冷热态差;计算带飞飞行器热态气动性能:将带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差。
【技术特征摘要】
1.一种带飞飞行器热态气动性能获取方法,其特征在于,包括如下步骤:S1、将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面;S2、获取带飞飞行器冷态气动性能数据;S3、获取发动机界面冷热态差;S4、获取气动界面的冷热态差;计算带飞飞行器热态气动性能:将带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差。2.根据权利要求1所述的带飞飞行器热态气动性能获取方法,其特征在于,所述步骤S2具体包括如下步骤:通过风洞试验获得带飞飞行器风洞试验冷态气动数据C风洞;通过CFD计算得到飞行条件和风洞试验条件的带飞飞行器冷态气动性能差,即为底部俢正和雷诺数修正量ΔCRe数和底部修正;计算带飞飞行器冷态气动性能数据:C冷态=C风洞+ΔCRe数和底部修正。3.根据权利要求2所述的带飞飞行器热态气动性能获取方法,其特征在于,所述步骤S3通过CFD计算热态和冷态的发动机界面的气动性能之差,获得发动机界面冷热态差ΔC发动机界面。4.根据权利要求3所述的带飞飞行器热态气动性能获取方法,其特征在于,所述步骤S3中,CFD计算域为距头部外形距离为2倍以上飞行...
【专利技术属性】
技术研发人员:王磊,汤继斌,王立宁,赵凌波,卢志毅,龙双丽,
申请(专利权)人:北京空天技术研究所,
类型:发明
国别省市:北京,11
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