一种再入弹道防热一体化设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种再入弹道设计方法，特别是一种再入弹道防热一体化设计方法， 适合应用面对称高速再入飞行器，实现精确快速的气动特性预测和气动数据生成，适于再 入弹道设计领域。
【背景技术】
[0002] 升力式再入飞行器再入过程加热时间长、热环境严峻，防热隔热需综合考虑，如航 天飞机、X-37B和IXV飞行器都是典型的例子。为了获得良好的气动特性和基于重复使用 的考虑，一般需采用保持飞行器外形不变的非烧蚀或者微烧蚀热防护技术。另外，飞行时间 较长，且热流较高，还要考虑隔热设计，以保持飞行器内部温度不至过高。这需要弹道、热环 境、热防护协同开展多学科优化设计。
[0003] 通常先根据总体任务需求生成弹道，根据生成的弹道情况进行热环境分析，根据 生成的热环境数据进行热防护系统设计。当防热结果不满足总体要求、或者弹道设计面临 新的总体任务需求时，三个专业需重新进行串行迭代分析，直到获得满足三个专业要求和 总体指标需求的方案。考虑到众多的参数组合和约束条件，三个学科分开设计，往往需要大 量的时间和工作才能获得有效的方案，这方面可以进行改进。
【发明内容】
[0004] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种再入弹道防热一体 化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型 部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能 承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设 计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位 不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上 满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。
[0005] 本发明的技术解决方案是：一种再入弹道防热一体化设计方法，用于面对称导弹 的再入弹道设计，步骤如下：
[0006] (1)根据预先设定的再入弹道设计的参数范围，对飞行器各典型部位的气动热环 境进行计算，获得飞行器驻点热流和飞行器各典型部位的热流，所述参数包括高度、速度、 马赫数和攻角；所述典型部位包括端头、迎风面、背风面、侧缘和气动舵面；
[0007] (2)在再入弹道设计的参数范围内，计算飞行器驻点热流和飞行器各典型部位的 热流之间的比例关系，构建热流数据库；
[0008] (3)计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，并查询步骤（2)中的热流数据库 获得再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流；
[0009] (4)利用步骤（3)中得到的再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流， 根据时间积分计算出再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热载；
[0010] (5)给定热防护结构形式、防热材料物性和热防护结构内边界温度阈值，计算再入 弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，并 利用该对应关系构建热载数据库；
[0011] (6)设计一条飞行再入弹道，并判断该弹道是否同时满足热流条件和热载条件，若 满足，则该再入弹道满足要求，若不满足，则该再入弹道不满足要求，重新设计再入弹道，所 述热流条件为：
[0012] 再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流均小于等于热防护材料耐受 极限；
[0013] 所述热载条件为：
[0014] 整个飞行过程中再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位热载均小于等于再 入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载。
[0015] 所述步骤（1)中对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，具体为：
[0016] (1-1)利用工程算法计算参数范围内飞行器各典型部位的气动热环境；
[0017] (1-2)利用数值仿真和风洞试验结果对步骤（1-1)中的工程计算结果进行修正。
[0018] 所述工程算法为切锥法结合边界层理论。
[0019] 所述步骤⑶中计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，具体通过 Fay-Riddell方法实现。
[0020] 所述步骤（5)中再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载 与飞行时间之间的对应关系具体为：给定热防护结构形式、防热材料物性和热防护结构内 边界温度阈值条件下，当热防护结构内边界温度达到阈值时，不同飞行时间条件下，再入弹 道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载。
[0021] 所述步骤（5)中再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载 与飞行时间之间的对应关系具体通过有限元方法离散求解热传导方程求解得到。
[0022] 所述步骤（6)中的再入导弹设计方法为基于地球椭球模型的自适应容错再入制 导算法。
[0023] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0024] (1)本发明提出了适用于再入弹道设计同步使用的全飞行器分布热流快速准确预 测的热流数据库，拓展了一般再入弹道计算只考虑驻点热环境的做法，解决了全飞行器热 环境预示和弹道计算紧耦合设计的跨专业难题；
[0025] (2)本发明提出了一种热载数据库，给出了适用于再入弹道设计同步使用的全飞 行器可承受最大总热载约束条件快速预示方法，解决了全飞行器热结构传热分析和弹道计 算紧耦合设计的跨专业难题；
[0026] (3)本发明建立了可以快速生成有效弹道的热环境、热防护和弹道多专业紧耦合 并行分析方法，实现了全飞行器各部位不同热环境条件、不同热结构形式在弹道计算过程 中的多专业同步分析，解决了三专业串行多轮迭代的效率难题。
[0027] (4)采用传统三专业串行设计的方法往往需要经过五轮到十轮分析工作才能闭 环，而通过本发明这种新方法通常只需一轮分析就可以获得满足三个专业约束的有效方 案，平均提升了设计效率约六倍。
【附图说明】
[0028] 图1为本发明流程图；
[0029] 图2为示例飞行器布局图；
[0030]图3为利用传统方法的五条弹道设计热载变化结果示意图；
[0031] 图4为利用传统方法的热防护结构的传热分析结果示意图；
[0032]图5为利用本发明中方法的五条弹道设计热载变化结果示意图；
[0033] 图6为利用本发明中方法的热防护结构的传热分析结果示意图。
【具体实施方式】
[0034] 下面结合附图对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0035] 本发明通过建立高效的热环境和热载约束条件预示模型，实现热环境、传热分析 和弹道设计的耦合并行设计，避免了三模块串行设计多轮迭代带。如图1所示为本发明的 流程图，从图1可知，本发明的具体步骤如下：
[0036] (1)根据预先设定的再入弹道设计的参数范围，对飞行器各典型部位的气动热环 境进行计算，获得飞行器驻点热流和飞行器各典型部位的热流，所述参数包括高度、速度、 马赫数和攻角；所述典型部位包括端头、迎风面、背风面、侧缘和气动舵面；
[0037] 所述对飞行器各典型部位的气动热环境进行计算，具体为：
[0038] (1-1)利用工程算法计算参数范围内飞行器各典型部位的气动热环境；在本发明 中采用的工程算法为切锥法结合边界层理论。
[0039] (1-2)利用数值仿真和风洞试验结果对步骤（1-1)中的工程计算结果进行修正， 所述修正方法为：在特定的参数范围内，获得数值仿真和风洞试验结果与工程计算结果之 间的比例关系，然后利用该比例关系对所有参数范围内的工程计算结果进行修正。
[0040] (2)在再入弹道设计的参数范围内，计算飞行器驻点热流和飞行器各典型部位的 热流之间的比例关系，构建热流数据库；
[0041] (3)计算再入弹道设计参数范围内的驻点热流，并查询步骤（2)中的热流数据库 获得再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流；在本发明中计算再入弹道设计参 数范围内的驻点热流，具体通过Fay-Riddell方法（具体见：《高超声速气动热和热防护》 P111 ~P116)实现。
[0042] (4)利用步骤（3)中得到的再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热流， 根据时间积分计算出再入弹道设计参数范围内飞行器各典型部位的热载；
[0043] (5)给定热防护结构形式（包括单层热防护结构和双层热防护结构）、防热材料物 性（包括材料的密度、比热容和导热系数）和热防护结构内边界温度阈值，计算再入弹道设 计参数范围内飞行器各典型部位能承受