一种空天飞行器内外压平衡设计方法与流程

本发明涉及一种空天飞行器内外压平衡设计方法，属于航天运输系统领域。

背景技术：

空天飞行器需要往返于轨道于地面之间，其典型任务剖面为由火箭发射入轨，完成在轨任务后跨越整个大气层返回地面，其不仅要经历在上升和返回时短时间内外界压强在0至1个大气压之间的剧烈变化，还要在接近真空的轨道上在轨执行各项任务。为确保舱体结构能够承受短时间内外界压强的剧烈变化和舱室内外较大压差的长期作用，就必须将结构系统设计出足够的冗余量，这势必会导致结构系统占据较大的重量比例，从而降低运载器的运载能力。

因此，对于该类飞行器，需考虑降低压差载荷，减少结构冗余质量，以提升其性能。故该类飞行器需要设计合理的内外压平衡，使舱内压强能够随着外界环境压强的变化而变化，减小结构系统承受的内外压差载荷，最大程度的降低结构系统占据的总体重量比例，提高飞行器运载能力。

目前，常见的飞行器内外压平衡装置通常利用口盖或者阀门实现进气或者排气的功能，不仅增加了结构重量，同时增加额外的机构或系统，存在可靠性降低的风险。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种可靠性高，易于实现，且不增加额外结构重量和额外系统的内外压平衡方法，缓解空天飞行器上升入轨和再入返回过程中剧烈变化的压强导致的内外压差载荷，降低飞行器结构冗余重量，提升运载能力。

本发明的技术方案是：一种空天飞行器内外压平衡设计方法，该方法包括如下步骤：

(1)、根据飞行器表面热流密度小于飞行器驻点热流的10％，脉动压力系数3％以内，且避开舱内仪器设备的原则确定飞行器与外界通气孔的位置；

(2)、根据飞行器舱内与外界之间的通气孔面积之和(m²)与舱内容积(m³)之比大于预设的比值门限的原则，确定飞行器与外界通气孔的面积；

(3)、评估飞行器飞行全程舱内与外界之间的压差，当飞行器舱内与外界大气静压之间的压差的最大值大于预设压差门限值时，不断增大飞行器表面通气孔的面积，重新评估飞行器飞行全程舱内与外界之间的压差，直到舱内与外界之间的压差的最大值均小于预设压差门限值。

所述步骤(3)评估飞行器飞行全程舱内与外界之间的压差的具体实现为：

(3.1)、提取预示飞行器飞行全程的典型马赫数对应的弹道参数，所述弹道参数包括典型马赫数对应的飞行时刻、马赫数、飞行高度、飞行攻角；

(3.2)、根据步骤(3.1)中的飞行器飞行全程的典型马赫数对应的弹道参数，采用非定常CFD数值方法，预示弹道飞行全程每个典型马赫数对应飞行时刻，飞行器表面通气孔不同上下游压强比条件下所对应的排气系数K；采用定常CFD数值方法计算每个典型马赫数对应的飞行器舱外压强系数Cp，将飞行器舱外压强系数和排气系数在整个飞行弹道范围内按照飞行马赫数插值，得到飞行全程的所有马赫数下的舱外压强系数及所有马赫数下不同的上下游压强比所对应的通气孔排气系数；

(3.3)、根据飞行器表面通气孔的排气系数、舱外压强系数及其舱外压强，预测飞行器飞行全程每个飞行时刻t_n的舱内压强；

(3.4)、将步骤(3.3)得到的全程飞行器舱内压强与相对应高度的环境静压相减，即可得到飞行器飞行全程舱内与外界环境之间的压差。

所述步骤(3.3)根据飞行器表面通气孔的排气系数、舱外压强系数及其舱外压强，预测飞行器飞行全程每个飞行时刻t_n的舱内压强的具体步骤为：

(3.3.1)、初始化n＝0，计算t₀时刻飞行器对应飞行高度的舱外压强P_L(0)和t₀时刻舱内气体质量m₀，令t₀时刻飞行器的舱内压强P_C(0)与舱外压强P_L(0)相同，得到P_C(0)；

(3.3.2)、计算t_n时刻的排气孔马赫数；

(3.3.3)、计算t_n时刻排气孔质量流量

(3.3.4)、预测t_n+¹时刻的舱内压强P_C(n+1)：

式中，P_C(n)为t_n时刻舱内压强，P_C(n+1)为t_n+1时刻舱内压强，T_C(n)为t_n时刻舱内温度，T_C(n+1)为t_n+1时刻舱内温度，m_n为t_n时刻舱内的气体质量，m_n+1为t_n+1时刻舱内气体质量：Δt为两弹道时刻之间的时间差Δt＝t_n+1-t_n；

(3.3.5)、计算t_n+1时刻的飞行器外界的压强P_L；

(3.3.6)、n加1，重复步骤(3.3.2)～步骤(3.3.6)，直到计算完全程飞行器舱内压强。

所述飞行器舱内与外界通气孔(1)数量大于等于1个。

所述飞行器舱内与外界通气孔(1)为圆形或矩形。

所述步骤(1)所述避开舱内仪器设备的原则为：通气孔与舱内仪器设备的最小距离大于通气孔的特征长度，当通气孔为圆形时，特征长度为通气孔的直径；当通气孔为矩形时，特征长度为通气孔对角线长度。

所述步骤(2)所述比值门限为0.0015以上。

所述步骤(3)所述压差门限为3000Pa以上。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明针对空天飞行器气动加热严重和外压变化剧烈的特点，提出了一种在飞行器表面和舱段间开孔以平衡内外压差的设计方法，可以有效降低上升段和再入段飞行器内外压差载荷，进而可以降低结构冗余重量，提升运载能力；

(2)、本发明提出飞行器与外界通气孔数量多于1个，具有较高可靠性，避免了由于某一开孔失效而产生的风险；

(3)、本发明提出的开孔原则简单，利用舱段容积即可确定开孔面积大小；

(4)、本发明计算较为简单，易于实现，无其他附加的机构或控制元器件，不仅不增加额外重量，而且避免了因系统冗余复杂而产生的可靠性降低问题；

(5)、本发明采用准一维等熵流和CFD数值方法相结合的方法对飞行器内外压差进行评估，可快速完成迭代，设计合理、可靠的内外压平衡；

(6)、本发明提出的设计方法普适性强，不仅适用于带翼空天飞行器，对于非密封式的可穿越大气层飞行器的飞行器，均可适用。

附图说明

图1为空天飞行器内外压平衡设计方法示意图；

图2为空天飞行器舱内容积及开孔面积示意图；

图3为准一维等熵流方法与CFD数值方法结合的系统验证流程图；

图4为准一维等熵流方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明的一种空天飞行器内外压平衡设计方法包括飞行器舱室内外压平衡方案、通气孔的位置选择、通气孔的大小及形状选择，舱内容积和通气孔大小关系，舱内仪器设备布局和热流环境对通气孔位置的约束及方案合理性验证方法。所述飞行器所有通气孔均选择在蒙皮或结构上开孔，无口盖或控制设备。如图1所示，飞行器表面开孔1联通飞行器内部舱室和外界环境，用于整个飞行器的内外压平衡。

一种空天飞行器内外压平衡设计方法具体包括以下四个方面的步骤：

(1)、确定飞行器与外界通气孔位置

飞行器舱内与外界通气开孔为飞行器蒙皮开孔。空天飞行器飞行过程中需经历严酷的热环境，表面有热防护结构。飞行器表面通气孔开孔位置的选择，首先应避免在热环境恶劣的部位，防止热环境进一步严酷，或热气流进入飞行器内部对仪器设备和内部结构产生损伤。因此，应避免在飞行器驻点和迎风面等热环境严酷区域开孔。在飞行器飞行过程中，舱体外表面的压力会随着飞行的马赫数、偏航角以及攻角的变化而不断变化，外表面压力会产生一定程度的脉动变化。考虑到舱内设备仪器及结构的安全性，不希望舱内的压力受外表面压力脉动变化的影响，所以内外压平衡的位置通常要选择在除了偏航角和攻角变化以外，外表面压力相对稳定的区域内，从而最大程度的减小舱内压强所受的外部压力脉动变化的影响。通常，压力脉动发生在曲率变化较大的区域，开孔应避免在此类区域。综上，飞行器开孔应选择热环境缓和及压力相对稳定的位置，如飞行器底部、平缓的飞行器背风面等位置，避免在飞行器驻点、迎风面、曲率变化较大的区域开孔。同时，应当考虑飞行器内部设备布局与开孔位置的约束，主要对舱内仪器设备与通气孔的距离进行约束，以保证充排气效率，同时防止外部热气流对舱内仪器设备过度加热而导致仪器设备失效。

确切来说，根据飞行器表面热流密度小于飞行器驻点热流的10％，脉动压力系数3％以内，且避开舱内仪器设备的原则确定飞行器与外界通气孔(1)的位置。可以采用数值计算或风洞试验，预示飞行器飞行全程的表面热流密度、飞行器驻点、脉动压力系数。

根据避开舱内仪器设备的原则，通气孔与舱内仪器设备的最小距离大于通气孔的特征长度，当通气孔为圆形时，特征长度为通气孔的直径；当通气孔为矩形时，特征长度为通气孔对角线长度。

为防止单个开孔发生失效，飞行器舱内与外界通气孔开孔数量宜多于一个，形状以圆形或矩形等规则形状为宜。如图1中，飞行器表面开孔1选择在飞行器底部，为两个相同大小的圆形孔。

二、确定通气孔面积

对于开孔大小约束，根据连接飞行器舱内与外界之间的通气孔面积之和(m²)与舱内容积(m³)之比大于预设的比值门限的原则，确定所有通气孔的面积之和。所述比值门限取值范围为0.0015以上，可以取为0.0015。

如图2所示，对于飞行器表面的通气孔，其承担平衡整个飞行器内外压的任务，其开孔面积S应满足S/V≥0.0015，其中，V为飞行器舱内容积。

三、内外压平衡方案合理性验证

采用上述方法设计内外压平衡之后还需要对其进行合理性验证，飞行器内外压平衡方案合理性验证方法，为准一维等熵流和CFD数值方法相结合的方法，流程图如图3所示。其中，准一维等熵流方法对每个飞行瞬态采取如下假设：

(1)、在每个舱段内温度和气压恒定不变；

(2)、舱内气体流速为零；

(3)、气体在舱段内外流动过程中，为准一维等熵无粘流；

(4)、计算中所选取的流量系数是取决于穿过排气孔的横向气流马赫数的经验数据，即排气系数。

准一维等熵流方法进行沿弹道充排气过程的计算流程如图4所示。首先需要指定弹道参数、通气孔当地压强、典型马赫数下的排气系数。排气系数是考虑对排气流动起作用的各种因素后综合确定的表示排气效率的参数，可以通过非定常CFD数值方法计算实际流量与理论流量的比得到。

在计算过程中，根据典型状态下的参数，采用准一维等熵流量公式确定该时刻质量流量系数，进而可以确定舱内压强。具体包括如下步骤：

(1)、提取预示飞行器飞行全程的典型马赫数对应的弹道参数，所述弹道参数包括典型马赫数对应的飞行时刻、马赫数、飞行高度、飞行攻角；所述典型马赫数的确定方法为：确定飞行马赫数的上下限，作为该组典型马赫数的两个边界值，该区间内，马赫数1以下取间隔0.2，马赫数1～3范围内取间隔0.5，马赫数3～5范围内取间隔1，马赫数5以上取间隔5。该选取方法避免了选取过多典型点导致计算量过大，同时保证了低马赫数下的典型马赫数的密度，保证后续计算精度。

(2)、根据步骤(1)中的飞行器飞行全程的典型马赫数对应的弹道参数，采用非定常CFD数值计算方法，预示弹道飞行全程每个典型马赫数对应飞行时刻，飞行器表面通气孔不同上下游压强比条件下所对应的排气系数K；采用定常CFD数值方法计算每个典型马赫数对应飞行时刻的所有舱的舱外压强系数Cp，将K和Cp在整个飞行弹道范围内按照飞行马赫数插值，得到飞行全程飞行器通气孔的排气系数和舱外压强系数函数。

以飞行器再入时的充气过程为例，Cp和K的计算方法如下：

对飞行器外形和内部舱室进行建模并划分网格，刻画舱内仪器和排气孔，采用典型马赫数及其对应的弹道高度作为边界条件，进行定常流场求解，得到稳态解后，提取飞行器表面排气孔位置的压强P_L，计算排气孔当地的压强系数Cp，计算公式为：

式中，p_∞为当前高度的大气静压，可通过查阅标准大气参数表获得，q∞为动压，可用q_∞＝0.7M_a²p_∞计算，M_a为来流马赫数。

随后，将舱内压强设置为排气孔位置压强P_L的1/4，以此流场为基础，进行充气过程的CFD非定常数值模拟，直到内外压力再次达到平衡。在这个过程中，统计不同时刻的舱内平均压强、排气孔质量流量，进而可以确定不同上下游压强比下的排气系数K，所述上下游压强比定义为P_D/P_U，当飞行器处于再入段时，上游压强P_U为舱外压强P_L，下游压强P_D为舱内压强P_C，因此，对于再入段，其压力比定义为P_C/P_L。上下游压强比范围可取0.3～1，间隔0.1。

K的计算公式如下：

其中，为实际测量得到的质量流量，可通过计算时间内气体流过通气孔的质量与计算时间之比获得，为采用一维等熵流方法得到的理论解析解：

以上两式中，γ为空气比热比，A是排气孔面积，R是气体常数，P_U、T_U分别为上游压强和温度，本实施例中为计算稳定时舱外的压强和温度，P_D为下游压强，本实施例中为舱内设置的压强，M为排气孔当地马赫数。若飞行器为上升段的排气过程，方法类似，仅上下游关系发生变化，可将舱内压力设置为排气孔位置压强P_L的4倍进行非定常计算，从而获得飞行全程的所有马赫数下不同的上下游压强比所对应的通气孔排气系数K。

(3)、在每个飞行时刻t_n，n≥0，根据飞行器表面通气孔的排气系数和舱外压强系数及其舱外压强，预测飞行器飞行全程每个飞行时刻的舱内压强，具体步骤为：

(3.1)、初始化n＝0，计算t₀时刻飞行器对应飞行高度的舱外压强P_L(0)和t₀时刻舱内气体质量m₀，令t₀时刻飞行器的舱内压强P_C(0)与舱外压强P_L(0)相同，得到P_C(0)；

计算飞行器外界的压强P_L的计算公式为：

P_L＝Cp·q_∞+p_∞ (5)

式中，Cp为飞行时刻t_n的孔外压强系数,p_∞为大气静压，根据当前飞行高度通过查询标准大气参数表获得，q_∞为动压，M_a为飞行器t_n时刻的飞行马赫数；

初始时刻t₀时，舱内气体质量为：

m₀＝ρV (7)

式中，ρ为初始时刻的大气密度，V飞行器舱内容积；

(3.2)、计算t_n时刻的排气孔马赫数，公式如下：：

其中，γ是t_n时刻空气的比热比，一般取常数1.4，根据t_n时刻所处的飞行阶段确定t_n时刻的上游压强P_U(n)和下游压强P_D(n)，当飞行器处于发射上升段时，上游压强P_U(n)为舱内压强P_C(n)，下游压强P_D(n)为舱外压强P_L(n)，当飞行器处于再入段时，上游压强P_U(n)为舱外压强P_L(n)，下游压强P_D(n)为舱内压强P_C(n)；上下游压强比定义为P_D(n)/P_U(n)；

(3.3)、计算t_n时刻排气孔质量流量公式如下：

式中，K是t_n时刻的上下游压强比所对应的排气孔排气系数，A是排气孔面积，R是气体常数，取空气常数287J/(kg·K)。

(3.4)预测下一个飞行时刻t_n+1时刻的舱内压强P_C(n+1)，由如下公式计算：

式中，P_C(n)为t_n时刻舱内压强(单位Pa)，P_C(n+1)为t_n+1时刻舱内压强，T_C(n)为t_n时刻舱内温度(单位K)，T_C(n+1)为t_n+1时刻舱内温度，m_n为t_n时刻舱内的气体质量(单位kg)，m_n+1为t_n+1时刻舱内气体质量：Δt为两弹道时刻之间的时间差Δt＝t_n+1-t_n(单位s)；

(3.5)、采用公式(5)计算t_n+1时刻的飞行器外界的压强PL；

(3.6)、n加1，重复步骤(3.2)～步骤(3.6)，直到计算完全程飞行器舱内压强。

(4)、将步骤(3)得到的全程飞行器舱内压强与相对应高度的环境静压相减，即可得到飞行器飞行全程舱内与外界环境之间的压差。

当舱内压强与外界大气静压之间的压差的最大值大于预设压差门限值时，不断增大飞行器表面通气孔面积，重新评估飞行器飞行全程舱内压强与外界大气静压之间的压差，直到所有舱段内部与外界大气静压之间的压差的最大值均小于预设压差门限值，所述压差门限为3000Pa以上，取3000Pa即可。

综上所述，整个空天飞行器内外压平衡设计方法的工作流程如下：

根据飞行器气动外形及结构形式，选取飞行器热环境缓和、表面压力相对稳定且结构方案适宜开孔的位置开设通气孔，各舱室之间保证通气性和开孔面积，保证舱内设备与开孔的最小距离，确定整个飞行器的内外压平衡方案。

采用准一维等熵流和数值方法结合的方法，对内外压平衡在飞行弹道条件下的充排气性能进行评估，验证整个系统的合理性与可行性。

飞行器实际飞行过程中，上升过程中，飞行器舱内气体通过内外压平衡进行排气，舱内压强由一个大气压降低至运行轨道高度接近真空环境。再入返回过程中，外界气体通过内外压平衡对飞行器舱内进行充气，舱内压强由接近真空环境逐渐升高至一个大气压。整个过程飞行器舱内压强与外部环境压强相当，以避免过大的压差载荷，保证结构不被破坏。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。