飞行器底部结构温度计算方法与流程

本发明涉及飞行器底部温度计算技术领域，尤其涉及一种飞行器底部结构温度计算方法。

背景技术：

高速飞行的飞行器采用喷气发动机或火箭发动机作为喷气推进动力装置，该类喷气推进动力装置以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使得飞行器向前高速飞行。由于发动机尾喷流是高温燃气流，飞行器在高速飞行过程中，底部除受外部气流加热外，还将受发动机高温尾喷流加热的影响。在内外气动加热的共同作用下，将导致飞行器底部结构温度较高，如果温度超出结构高温承载能力，将导致飞行器底部结构产生破坏，影响导弹飞行安全。然而，在现有技术中，目前没有有效方法计算飞行器底部结构温度，因此影响了飞行器的安全性能。

技术实现要素：

本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，能够解决现有技术中不能有效计算飞行器底部结构温度所导致飞行器安全性能降低的技术问题。

本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，飞行器底部结构温度计算方法包括：步骤一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，开展飞行器外部流动气流加热的热环境计算分析以获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据；步骤二，根据设定飞行器的气动外形、飞行轨迹状态参数、发动机尾喷管型面和发动机尾喷管入口参数，开展飞行器底部结构在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据，结合飞行器底部结构模型，开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。

进一步地，飞行轨迹状态参数包括飞行高度、飞行马赫数以及飞行攻角。

进一步地，在步骤一中，采用数值方法或工程方法开展飞行器外部流动气流加热的热环境计算分析以获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据。

进一步地，飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据包括冷壁热流和恢复焓。

进一步地，在步骤二中，采用数值方法开展飞行器底部在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据。

进一步地，发动机尾喷管入口参数包括发动机尾喷管入口总压、发动机尾喷管入口静压和发动机尾喷管入口总温。

进一步地，在步骤三中，采用传热分析软件开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构温度及分布。

进一步地，传热分析软件包括ansys和fluent。

进一步地，数值方法包括fluent或cfx。

应用本发明的技术方案，提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法综合考虑外部气流和发动机尾喷流对飞行器底部结构的加热影响，通过分别获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据以及飞行器底部辐射平衡温度数据，对飞行器底部结构进行传热分析进而得到飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。本发明所提供的飞行器底部结构温度计算方法与现有技术相比，能够精确获得飞行器底部各区域的温度分布及温度值，从而能够采取相应措施提高飞行器底部耐热能力，保证飞行器的飞行安全。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器底部结构的结构示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器底部结构的流场及热环境示意图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器底部结构温度计算方法的流程图；

图4示出了根据本发明的具体实施例提供的外部气流加热热环境中冷壁热流与距飞行器底部距离之间的关系示意图；

图5示出了根据本发明的具体实施例提供的外部气流加热热环境中恢复焓与距飞行器底部距离之间的关系示意图；

图6示出了根据本发明的具体实施例提供的外部气流加热热环境中飞行器底部辐射平衡温度数据与飞行器底部结构高度之间的关系示意图；

图7示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器底部结构温度分布示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1至图7所示，根据本发明的具体实施例提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该飞行器底部结构温度计算方法包括：步骤一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，开展飞行器外部流动气流加热的热环境计算分析以获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据；步骤二，根据设定飞行器的气动外形、飞行轨迹状态参数、发动机尾喷管型面和发动机尾喷管入口参数，开展飞行器底部在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据，结合飞行器底部结构模型，开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。

应用此种配置方式，提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法综合考虑外部气流和发动机尾喷流对飞行器底部结构的加热影响，通过分别获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据以及飞行器底部辐射平衡温度数据，对飞行器底部结构进行传热分析进而得到飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。本发明所提供的飞行器底部结构温度计算方法与现有技术相比，能够精确获得飞行器底部各区域的温度分布及温度值，从而能够采取相应措施提高飞行器底部耐热能力，保证飞行器的飞行安全。

进一步地，在本发明中，飞行轨迹状态参数包括飞行高度h、飞行马赫数ma以及飞行攻角α。具体地，在本发明的步骤一中，可采用数值方法或工程方法开展飞行器外部流动气流加热的热环境计算分析以获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据。

作为本发明的一个具体实施例，为了获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据，如图4和图5所示，根据给定的飞航导弹外形和飞行轨迹状态参数(飞行高度h、飞行ma、攻角α)，采用数值方法或工程方法进行飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动加热热环境计算分析，获得飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据。在本发明中，飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据包括冷壁热流(qw)和恢复焓(hr)。其中，在本发明中，数值方法包括fluent或cfx，工程方法包括miniver或latch等。

具体地，如图4所示，示出了冷壁热流(qw)与距飞行器底部距离之间的关系示意图。其中，从图4中可知，初始阶段，距飞行器底部距离越小，冷壁热流(qw)的数值越大，当距飞行器底部距离大于0.04m之后，随着距飞行器底部距离的增加，冷壁热流(qw)的数值基本不发生改变，其中，距飞行器底部距离x如图1中所示。如图5所示，示出了恢复焓(hr)与距飞行器底部距离之间的关系示意图。其中，从图5中可知，初始阶段，距飞行器底部距离越小，恢复焓(hr)的数值越大，当距飞行器底部距离大于0.14m之后，随着距飞行器底部距离的增加，恢复焓(hr)的数值基本不发生改变。

进一步地，在本发明的步骤二中，为了获取飞行器底部辐射平衡温度数据，需要对发动机尾喷流进行气动热分析。具体地，在本发明中，可采用数值方法开展飞行器底部在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据。

作为本发明的一个具体实施例，为了获取飞行器底部辐射平衡温度数据，如图6所示，根据给定的飞航导弹外形、飞行轨迹状态参数(飞行高度h、飞行ma、攻角α)、飞航导弹外形和发动机尾喷管入口参数，采用数值方法开展飞行器底部在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)。在本发明中，发动机尾喷管入口参数包括发动机尾喷管入口总压p0f、发动机尾喷管入口静压pf和发动机尾喷管入口总温t0f，数值方法包括fluent或cfx。

具体地，如图6所示，示出了飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)与距飞行器底部距离之间的关系示意图。其中，从图4中可知，初始阶段，飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)随着飞行器底部结构高度h的增大而增大，当飞行器底部结构高度h处于0.020m至0.06m范围内时，飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)随着飞行器底部结构高度h的增大而减小，当飞行器底部结构高度h大于0.06m，飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)随着飞行器底部结构高度h的增大而增大。

当获取了飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据以及飞行器底部辐射平衡温度数据，需要对飞行器底部结构进行传热分析以得到飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。具体地，在步骤三中，采用传热分析软件开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。

作为本发明的一个具体实施例，如图7所示，将步骤一中获得的飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据(冷壁热流(qw)、恢复焓(hr))以及步骤二中获得的飞行器底部辐射平衡温度数据(辐射平衡温度数据(tr))作为输入条件，结合飞行器底部结构模型，利用传热分析软件开展飞行器底部结构的传热分析，进而获得飞行器飞行条件下飞行器底部结构的温度分布(tw)及各个位置的温度值。在本发明中，传热分析软件包括ansys和fluent。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至图7对本发明的飞行器底部结构温度计算方法进行详细说明。

如图1至图7所示，根据本发明的具体实施例提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法综合考虑发动机尾喷流和外部气流的影响，有效快速获得飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。在本实施例中，飞行器底部结构温度计算方法包括以下三个步骤。

步骤一，根据给定的飞航导弹外形和飞行轨迹状态参数(飞行高度h、飞行ma、攻角α)，采用数值方法(例如：fluent、cfx等)或工程方法进行飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动加热热环境计算分析，获得飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据，飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据包括冷壁热流(qw)和恢复焓(hr)，其中，冷壁热流(qw)与距飞行器底部距离之间的关系如图4所示，恢复焓(hr)与距飞行器底部距离之间的关系如图5所示。

步骤二，根据给定的飞航导弹外形、飞行轨迹状态参数(飞行高度h、飞行ma、攻角α)、飞航导弹外形和发动机尾喷管入口参数，发动机尾喷管入口参数包括发动机尾喷管入口总压、发动机尾喷管入口静压和发动机尾喷管入口总温，采用数值方法(例如：fluent、cfx等)开展飞行器底部在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)，其中，飞行器底部辐射平衡温度数据(tr)与距飞行器底部距离之间的关系如图6所示。

步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据(冷壁热流(qw)和恢复焓(hr))以及步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据(飞行器底部辐射平衡温度数据(tr))，结合飞行器底部结构模型，利用传热分析软件(例如：ansys、fluent等)开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值，具体如图7所示。

综上所述，本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法综合考虑外部气流和发动机尾喷流对飞行器底部结构的加热影响，通过分别获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据以及飞行器底部辐射平衡温度数据，对飞行器底部结构进行传热分析进而得到飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。本发明所提供的飞行器底部结构温度计算方法与现有技术相比，能够精确获得飞行器底部各区域的温度分布及温度值，从而能够采取相应措施提高飞行器底部耐热能力，保证飞行器的飞行安全。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。