动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术可为飞行器设计提供技术支持。计提供技术支持。计提供技术支持。

【技术实现步骤摘要】
动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法


[0001]本专利技术涉及飞行器设计与制造
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。

技术实现思路

[0004]本专利技术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。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术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：
[0006]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；
[0007]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；
[0008]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；
[0009]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；
[0010]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；
[0011]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；
[0012]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；
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]优选地，所述分析方法中，正负拉偏的数值界限为50％。
[0017]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：
[0018]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；
[0019]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。
[0020]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。
[0021]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。
[0022]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：
[0023]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。
[0024]本专利技术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。
[0025]本专利技术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。
[0026]本专利技术的上述技术方案具有如下优点：本专利技术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，本专利技术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
[0027]图1是本专利技术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
[0028]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术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专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。
[0029]如图1所示，本专利技术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：
[0030]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。
[0031]步骤S1采用本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈挺，张志刚，杨彦广，方明，肖雨，石义雷，粟斯尧，赵金山，廖军好，罗万清，余嘉，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：