超低轨飞行器气动力快速计算方法技术

一种超低轨飞行器气动力快速计算方法，包括下列步骤：1)根据飞行器的初始外形，建立表面网格单元；2)使用迎风单元求解方法对表面网格单元进行分类，分类为迎风单元及背风单元；3)根据飞行高度所在的气体区域特性及单元种类的不同，使用不同的工程算法进行气动力计算；4)使用表面积分方法对所有的单元气动力进行积分，得到飞行器所受气动力合力。本发明专利技术方法具有计算时间短、效率高的特点，能用于超低轨飞行器的总体设计过程及控制率设计。

【技术实现步骤摘要】
超低轨飞行器气动力快速计算方法
本专利技术涉及超低轨飞行器，特别是一种超低轨飞行器气动力快速计算方法。
技术介绍
在太空技术的不断发展下，低层太空在通信，对地成像，旅游领域潜力巨大，有重要的商业价值，成为各个国家或组织竞争太空资源，发展太空经济的新风向标。与传统的太空飞行器不同，超低轨飞行器受到的气动摄动大，造成轨道维持与姿态控制的困难。同时，由于其运行高度在120km-300km之间，属于过渡流区与自由分子流区，对于气动力的估算缺少经验、理论与工具，造成总体设计与动力选型上的困难。因此，深入研究超低轨飞行器的气动力快速计算方法具有重要价值。对于超低轨飞行器的气动力的计算，目前的研究常采取的是以波尔兹曼方程导出的直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)及试验粒子蒙特卡洛法(TPMC)，其通过模拟气体分子与超低轨飞行器表面发生碰撞，分子与超低轨飞行器表面发生能量与动量的交换情况，进而较为精确的计算出超低轨飞行器的气动力大小。这种方法的特点是计算精度高，然而对硬件要求高，计算效率较低。
技术实现思路
本专利技术的目的是克服现有技术的不足，提供一种超低轨飞行器快速气动力计算方法，该方法具有计算时间短、效率高的特点，能用于超低轨飞行器的总体设计过程及控制率设计。本专利技术的解决方案如下：一种超低轨飞行器气动力快速计算方法，其特点在于步骤如下：1)根据飞行器的初始外形，建立超低轨飞行器的三维模型，并将表面网格离散为三角形单元建立表面网格单元；2)使用投影法对表面单元进行筛选，分类为迎风单元及背风单元；所述的迎风单元指的是在来流矢量的方向上，没有被其他单元遮挡的三角单元；除了迎风单元之外的三角单元为所述的背风单元；3)首先判断飞行器所处的区域流动特性，使用不同的工程算法进行气动力计算：对于连续流区迎风单元的气动力采用修正牛顿法计算：CP＝CPmaxsin2δ其中，γ为绝热气体指数，在量热完全气体的假设下γ为1.4，Ma为飞行器当前的飞行马赫数，Cp为求解压力系数，δ为来流与单元之间的夹角；对于连续流区背风单元采用普朗特膨胀波理论进行计算：CP＝CPmaxsin2δ对于自由分子流区单元采用没有催化或化学反应的改进Maxwell碰撞模型进行计算：其中，cpi，cτi分别为表面法向压力系数和切向压力系数，s为分子来流的速度比，Гi为有关的误差函数；对于过渡流区，采用桥函数加权法进行计算，使用桥函数对连续流区与自由流区的结果进行加权，加权方式为：C＝Pb(Kn∞)·Cfm+(1Pb(Kn∞))·Ccont其中，C代表加权后的压力系数，Cfm，Ccont分别代表在连续流区与过渡流区求解出的压力系数，Pb为桥函数，其含有一因变量Kn∞，代表求解位置的来流努森数大小；4)求得所有单元气动力大小之后，使用表面积分法对所有单元气动力分量进行积分，得到总气动力大小其中，ρ，V分别表示自由来流的密度与速度，Cn，Ct分别为该单元的气动力法向系数与气动力切向系数，F为求得的气动力合力。本专利技术与现有技术相比有益效果为：1)本专利技术考虑了低轨飞行器的复杂外形带来的主要气动受力面积带来的影响，常规方法对迎风单元的筛选取决于该单元与来流之间的夹角，对于非凸复杂几何外形，该方法将遗漏大量迎风面积；本专利技术通过判断迎风单元投影，准确求解几何外形的迎风单元与背风单元，大大增加了计算的准确性。2)本专利技术考虑了过渡流区区间的气动力特性变化显著，根据其所处高度判断其努森数，进而对不同流动特性与不同单元类型使用不同气动力计算方法，从而实现了方法的广泛适用性与准确性。3)本专利技术中气动力计算均采用工程方法，计算速度快，效率高。附图说明图1为本专利技术超低轨飞行器气动力快速计算方法流程图具体实施方式下面结合附图及实施例对本专利技术做详细说明。本专利技术一种超低轨飞行器快速气动力计算方法的步骤如下：1)根据飞行器的初始外形，建立超低轨飞行器的三维模型，并将表面网格离散为三角形单元；所述表面理算过程是指以规定特征长度将飞行器模型表面划分为多个三角形面元，具有节点，节点坐标，面元矢量方向，面元连接角点等属性，特征长度影响计算求解精度，特征尺寸越小，网格单元越多，求解质量越高，求解速度越慢；2)使用投影法对表面单元进行筛选，分类为迎风单元及背风单元；所述的迎风单元指的是在来流矢量的方向上，没有被其余单元遮挡的三角单元；除了迎风单元之外的三角单元为所述的背风单元；3)根据求解飞行器所在的高度信息，采用不同的工程算法进行求解：本专利技术考虑了稀薄流区及过渡流区的气体特性，根据其所在高度的来流努森数进行求解，保证了求解的精度。针对不同流动特性及单元属性选用的计算方法原则如表1所示。表1对于不同单元不同流动特性的计算方法每个单元的表面压力根据不同公式进行计算：对于连续流区迎风单元CP＝CPmaxsin2δ其中，γ为绝热气体指数，在量热完全气体的假设下γ为1.4。Ma为飞行器当前的飞行马赫数，Cp为求解压力系数，δ为来流与单元之间的夹角。对于连续流区背风单元：对于自由分子流区单元：其中，cpi，cτi为表面法向的切向压力系数，s为分子来流的速度比，Γi为与误差函数有关的函数。对于过渡流区，使用桥函数对连续流区与自由流区的结果进行加权，加权方式为：C＝Pb(Kn∞)·Cfm+(1-Pb(Kn∞))·Ccont其中，C代表是加权后的压力系数结果，Cfm，Ccont分别代表在连续流区与过渡流区求解出的压力系数，Pb为桥函数，其含有一因变量Kn∞，代表求解位置的来流努森数大小。求得所有单元气动力大小之后，使用表面积分法对所有单元气动力分量进行积分，得到总气动力大小其中，ρ，V分别表示自由来流的密度与速度，Cn，Ct分别为该单元的气动力法向系数与气动力切向系数，F为求得的气动力合力。本专利技术结果可以对超低轨飞行器总体设计阶段气动力进行评估。根据飞行器的外形及其工作的高度范围计算其阻力的变化范围，如果计算出的飞行器阻力远大于其发动机推力，应对其外形设计作出改进。本专利技术还可对超低轨飞行器的控制率设计提供准确快速的气动输入，与传统的基于直接模拟蒙特卡洛法和试验粒子蒙特卡洛法不同，实验表明本专利技术方法具有计算时间短、效率高的特点，能用于超低轨飞行器的总体设计过程及控制率设计。本专利技术未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种超低轨飞行器气动力快速计算方法，其特征在于步骤如下:/n1)根据飞行器的初始外形，建立超低轨飞行器的三维模型，并将表面网格离散为三角形单元；/n2)使用投影法对表面单元进行筛选，分类为迎风单元及背风单元；所述的迎风单元指的是在来流矢量的方向上，没有被其他单元遮挡的三角单元；除了迎风单元之外的三角单元为所述的背风单元；/n3)首先判断飞行器所处的区域流动特性，使用不同的工程算法进行气动力计算：/n对于连续流区迎风单元的气动力采用修正牛顿法计算：/nCP＝C

【技术特征摘要】
1.一种超低轨飞行器气动力快速计算方法，其特征在于步骤如下:
1)根据飞行器的初始外形，建立超低轨飞行器的三维模型，并将表面网格离散为三角形单元；
2)使用投影法对表面单元进行筛选，分类为迎风单元及背风单元；所述的迎风单元指的是在来流矢量的方向上，没有被其他单元遮挡的三角单元；除了迎风单元之外的三角单元为所述的背风单元；
3)首先判断飞行器所处的区域流动特性，使用不同的工程算法进行气动力计算：
对于连续流区迎风单元的气动力采用修正牛顿法计算：
CP＝CPmaxsin2δ



其中，γ为绝热气体指数，在量热完全气体的假设下γ为1.4，Ma为飞行器当前的飞行马赫数，Cp为求解压力系数，δ为来流与单元之间的夹角；
对于连续流区背风单元采用普朗特膨胀波理论进行计算：
CP＝CPmaxsin2δ



对于自由分子流区单...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈方，郭晨林，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：上海;31