【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，属于飞行器放隔热。
技术介绍
1、为满足长时间高速飞行等任务所需的气动性能与发动机工作需求，飞行器进气道前缘需要采用小尺寸半径(数十毫米量级)设计，该设计带来了严酷的气动加热问题，成为制约高速飞行器向更高马赫数扩展的关键问题之一。目前针对前缘单波系干扰的型面降热设计开展了广泛研究，但是针对多波系干扰的降热设计还比较缺乏，主要原因是多波系(2组及以上波系)相交后，缺乏对气动热评估以及激波拓扑关系与热流的关联模型，无法进行多波干扰的主动设计。
技术实现思路
1、本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了高马赫数进气道激波干扰区前缘构型的半经验半理论设计问题。
2、本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
3、一种主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，包括如下步骤：
4、s1、选取飞行器v型前缘作为关联模型，并设计环境要求为：满足高速来流下产生多道波系，相交后将形成热流区域，飞行过程中激波干扰持续稳定存在；
5、s2、利用直角坐标系对x-z对称面内的飞行器v型前缘几何模型，以及rr型或mr型两种激波干扰的激波结构之一进行参数化分析，获得激波交点的位置坐标，并判断激波干扰类型属于rr型或者mr型，若为mr型，则进入步骤s3；若为rr型，则将激波干扰类型由rr型转变为mr型，进入步骤s3；
6、其中，将激波干扰类型由rr型转变为mr型的方法为：增大
7、s3、获得mr型激波干扰后在均匀区压力增量和三维非均匀区压力增量，并根据所述压力增量获得热流量值；
8、s4、调整飞行器v型前缘压缩激波ds的偏转角β为要求值，或者调整飞行器v型前缘的半径比r/r为要求值，获得干扰区降热设计外形结果。
9、所述步骤s4中调整飞行器v型前缘压缩激波ds的偏转角β为要求值，或者调整飞行器v型前缘的半径比r/r为要求值包括：在满足气动性能的前提下，使飞行器v型前缘的激波ds偏转角β＞25度；若气动性能要求偏转角β≤25度，则使r/r≧3。
10、所述步骤s2获得干扰点ip、干扰点ip1的位置坐标，进一步获得干扰点ip、干扰点ip1分别与v型前缘驻点s的距离，根据所述距离判断干扰点ip与ip1是否重合，若重合，则判断激波干扰类型属于mr型，若不重合，则判断激波干扰类型属于rr型；
11、其中，干扰点ip为飞行器v型前缘脱体激波ds1与ds2的交点，干扰点ip1为飞行器v型前缘分离激波ss1与ss2的交点。
12、所述干扰点ip与v型前缘驻点s的距离表示为dips，通过如下方法获得：
13、根据激波ds的偏转角β以及激波ds脱体距离δ1，获得激波ds的位置表达为：
14、
15、
16、
17、
18、其中，γ为气体常数，ma为来流马赫数，β为v型前缘压缩激波ds的偏转角，r为前缘半径；
19、点ip的横坐标xip表示为；
20、
21、v型前缘驻点s的横坐标xs表示为：
22、
23、r为前缘底部半径；
24、则，
25、点ip到驻点s的距离dips表示为：
26、
27、所述点ip1到驻点s的距离表示为dip1s，通过如下公式获得：
28、
29、其中：ma2表示分离激波ss1与ss2后的马赫数，δ2为激波ss的脱体距离。
30、
31、
32、
33、γ为气体常数，ma1为激波ds后的马赫数；
34、若干扰点ip与ip1重合，激波结构马赫反射出现，mr激波结构的交点tp位置坐标xtp、ztp表示为：
35、
36、
37、其中：tp为激波ds与马赫杆ms的交点；δ1为激波ds的脱体距离。
38、
39、δ3为mr激波结构的交点到驻点s的水平距离。
40、所述步骤s3中获得mr型激波干扰在均匀区压力增量，即波ds与马赫杆ms的交点tp的压力增量具体方法为：
41、
42、
43、其中：p2为激波后压力，p1为激波前压力，θ为激波ds与x轴夹角，β为激波ds偏转角，γ为气体常数，ma1为激波ds后的马赫数。
44、所述步骤s3中获得mr型激波干扰在三维非均匀区压力增量的方法为：
45、根据弯曲激波cs的位置计算得到弯曲激波cs后的压力增量，其中弯曲激波cs的位置表示为关于ma等参数的函数：
46、
47、其中，为弯曲激波cs在x方向的位置表达，为弯曲激波cs在z方向的位置表达，β为v型前缘压缩激波ds的偏转角，为v型前缘的半径比，ma为来流马赫数。
48、根据mr型激波干扰在均匀区压力增量与弯曲激波cs后的压力增量，通过极曲线获得mr型激波干扰在三维非均匀区激波后的压力增量。
49、所述步骤s3中根据压力增量获得热流量值的方法为：
50、
51、其中，q2为激波后热流，q1为激波前热流，为压力增量。
52、本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
53、(1)、本专利技术提出一种主被动流动控制优化的降热措施，为一种解决高马赫数进气道激波干扰区前缘构型的半经验半理论设计方法，包括三维多波干扰下非均匀区激波结构设计，以及通过规律研究总结获得的激波干扰类型转变边界，得到利于升力式内外流一体外形飞行器气动加热的前缘构型设计结果；
54、(2)、本专利技术通过二维激波极曲线理论分析方法实现了高马赫数多波系干扰流场参数的理论预示，实现了复杂升力式外形内外流强激波干扰区降热外形设计；
55、(3)、本专利技术拓展一维前缘几何构型与热流的关联量化关系至三维前缘构型，为飞行器干扰区几何构型设计提供了一种降热工程技术手段；
56、(4)、本专利技术建立了高马赫数干扰区激波拓扑结构与流场参数及壁面热流的快速评估方法，能够获得较为精确的压力、热流结果。
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1.一种主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，将激波干扰类型由RR型转变为MR型的方法为：增大飞行器V型前缘压缩激波DS的偏转角，或增大飞行器V型前缘的半径比R/r。
3.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，步骤S4中调整飞行器V型前缘压缩激波DS的偏转角β为要求值，或者调整飞行器V型前缘的半径比R/r为要求值包括：在满足气动性能的前提下，使飞行器V型前缘的激波DS偏转角β＞25度；或者气动性能要求偏转角β≤25度，使R/r≧3。
4.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，判断激波干扰类型属于RR型或者MR型的方法为：确定干扰点IP、干扰点IP1的位置坐标，进一步获得干扰点IP、干扰点IP1分别与V型前缘驻点S的距离，根据所述距离判断干扰点IP与IP1是否重合，若重合，则判断激波干扰类型属于MR型，若不重合，则判断激波干扰类型属于RR型；
5.
6.根据权利要求5所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，点IP1到驻点S的距离表示为dIP1s，通过如下公式获得：
7.根据权利要求6所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，若干扰点IP与IP1重合，激波结构马赫反射出现，MR激波结构的交点TP位置坐标xTP、zTP表示为：
8.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，步骤S3中获得MR型激波干扰在均匀区压力增量，即波DS与马赫杆MS的交点TP的压力增量具体方法为：
9.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，步骤S3中获得MR型激波干扰在三维非均匀区压力增量的方法为：
10.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，步骤S3中根据压力增量获得热流量值的方法为：
...【技术特征摘要】
1.一种主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，将激波干扰类型由rr型转变为mr型的方法为：增大飞行器v型前缘压缩激波ds的偏转角，或增大飞行器v型前缘的半径比r/r。
3.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，步骤s4中调整飞行器v型前缘压缩激波ds的偏转角β为要求值，或者调整飞行器v型前缘的半径比r/r为要求值包括：在满足气动性能的前提下，使飞行器v型前缘的激波ds偏转角β＞25度；或者气动性能要求偏转角β≤25度，使r/r≧3。
4.根据权利要求1所述的主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，其特征在于，判断激波干扰类型属于rr型或者mr型的方法为：确定干扰点ip、干扰点ip1的位置坐标，进一步获得干扰点ip、干扰点ip1分别与v型前缘驻点s的距离，根据所述距离判断干扰点ip与ip1是否重合，若重合，则判断激波干扰类型属于mr型，若不重合，则判断激波干扰类型属于rr型；
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【专利技术属性】
技术研发人员：王兆伟，张旭辉，姚冉，费王华，尹戈玲，辜天来，秦云鹏，杨旸，赵大海，雷建长，黄育秋，张永，毛羽，韩特，崔智亮，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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