一种带飞飞行器热态气动性能获取方法与流程

本发明属于发动机测试领域，具体涉及一种发动机带飞试验飞行器热态性能获取方法。

背景技术：

最近几十年以来，可大大拓展飞行器飞行速域/空域包线的组合动力技术开始急速发展。在当前阶段，组合动力发动机如rbcc、tbcc大都还处于地面原理样机验证，以及少量的发动机带飞飞行试验。带飞飞行试验是指依靠带飞飞行器的火箭动力完成预定飞行剖面，给被试的组合发动机提供真实的飞行条件，飞行过程中组合发动机处于工作状态，验证组合发动机的关键技术。带飞飞行过程中，组合发动机一直处于工作状态，发动机燃烧后的热喷流对带飞飞行器的气动性能产生剧烈影响，这就带来了发动机工作状态(简称热态)气动性能获取的迫切需求。

发动机不工作状态(简称冷态)的气动性能数据有成熟的获取方法：风洞试验和cfd数值计算。热态性能的获取必须模拟热态内流和冷态外流的耦合过程。风洞试验根据相似准则采用缩比模型，但燃烧化学反应不具备缩尺效应，所以风洞试验无法获取热态气动性能。尽管目前也在发展飞行器/发动机一体化风洞试验，但只适用于小尺度飞行器。cfd数值计算理论上可以获得热态气动性能，但既要模拟内流的燃烧化学反应，还要模拟整个飞行器的流场域，单个状态计算量很大，尤其是满足飞行器研制所需的全飞行剖面状态计算量巨大，并且复杂的燃烧过程模拟精度不高。目前没有较为可靠简单的方法获取带飞飞行器的热态性能。

技术实现要素：

本发明的目的是为了解决带飞飞行器热态性能的获取难题，结合试验和cfd数值计算，提出界面划分的方法，建立了一种简单可靠的带飞飞行器热态气动性能获取方法。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种带飞飞行器热态气动性能获取方法，包括如下步骤：

s1、将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面；

s2、获取带飞飞行器冷态气动性能数据；

s3、获取发动机界面冷热态差；

s4、获取气动界面的冷热态差；

计算带飞飞行器热态气动性能：将带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差。

进一步的，所述步骤s2具体包括如下步骤：

通过风洞试验获得带飞飞行器风洞试验冷态气动数据c风洞；

通过cfd计算得到飞行条件和风洞试验条件的带飞飞行器冷态气动性能差，即为底部俢正和雷诺数修正量δcre数和底部修正；

计算带飞飞行器冷态气动性能数据：

c冷态＝c风洞+δcre数和底部修正。

进一步的，所述步骤s3通过cfd计算热态和冷态的发动机界面的气动性能之差，获得发动机界面冷热态差δc发动机界面。

进一步的，所述步骤s3中，cfd计算域为距头部外形距离为2倍以上飞行器高度，远场入口设置为压力远场边界条件，远场出口和喷管出口边界设置为压力出口边界条件。

进一步的，所述步骤s4具体包括如下步骤：

在步骤s2cfd计算得到的飞行条件带飞飞行器冷态气动性能数据中，获取气动界面的冷态气动性能c气动_冷态；

通过气动界面的热态cfd计算获得气动界面的热态气动性能c气动_热态；

计算气动界面的冷热态差：

δc气动界面＝c气动_热态-c气动_冷态。

进一步的，所述步骤s4中，cfd计算模型省略被试发动机的隔离段和燃烧室，以进气道喉道下游保留长度为2倍喉道高度的隔离段作为进气道出口，进气道出口设置为压力出口边界条件，喷管入口设置为质量流量入口边界条件，喷管入口的流场参数根据步骤s3中发动机界面热态cfd计算结果获得。

进一步的，所述发动机界面包括进气道内压缩段、隔离段、燃烧室和喷管，气动界面包括二级飞行器扣除发动机界面的所有界面、以及级间连接段、助推器和空气舵面。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明提出了基于界面划分的思想，建立了以风洞试验和cfd相结合的方法获取带飞飞行器热态性能。该方法解决了目前试验难以获取热态性能的难题，其优点有：

(1)所获取的热态性能数据准确度较高。由风洞试验数据作为基准量保证了数据准确性，同时由cfd计算获取发动机界面和气动界面冷热态差而不是绝对量，避免了cfd计算与试验之间的系统偏差，保证了数据准确性。

(2)获取方法简单可行。带飞飞行器冷态气动性能由风洞试验获取，为常规气动力试验，数据准确且获取效率高。发动机界面冷热态差cfd计算只考虑被试发动机内流，计算域小使得计算量大大减小。气动界面冷热态差cfd计算尽管计算域较大，但不考虑燃烧反应使得计算量与常规cfd计算相当。

本发明建立的热态性能获取方法已经应用于某rbcc组合动力带飞飞行器。

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是本发明一个实施例中带飞飞行器结构示意图；

图2是本发明一个实施例中带飞飞行器冷热态差的界面划分示意图；

图3是本发明一个实施例中带飞飞行器风洞试验模型示意图；

图4是本发明一个实施例中带飞飞行器发动机界面热态计算示意图；

图5是本发明一个实施例中带飞飞行器气动界面热态计算示意图。

其中：1为二级飞行器，2为被试发动机，3为级间连接段，4为助推器，5为空气舵面，6为发动机界面，7为气动界面，8为进气道内压缩段，9为隔离段，10为燃烧室，11为喷管，12为进气道喉道，13为测力天平，14为尾支撑，15为远场入口，16为远场出口，17喷管出口边界，18为喷管入口，19为进气道出口。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明提供的一种带飞飞行器热态性能获取方法适用于带飞类飞行器，如图1所示。带飞飞行器包括二级飞行器1和助推器4，二级飞行器1和助推器4由级间连接段3固定连接，空气舵面5位于助推器4尾部。二级飞行器1与被试发动机2采用腹部进气方案融合设计，二级飞行器1满足被试发动机2的进排气要求和设备装载要求。整个带飞飞行过程中，由助推器4提供火箭动力，飞行姿态由空气舵面5进行控制。

s1、基于界面划分的方法获取带飞飞行器热态性能数据

将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面6和气动界面7，如图2所示，发动机界面6包括进气道内压缩段8、隔离段9、燃烧室10和喷管11，气动界面7包括二级飞行器1扣除发动机界面6的所有界面、以及级间连接段3、助推器4和空气舵面5。

在带飞飞行器冷态气动性能数据c冷态基础上叠加发动机界面6的冷热态差δc发动机界面和气动界面7的冷热态差δc气动界面即可获得带飞飞行器热态性能数据为：

c热态＝c冷态+δc发动机界面+δc气动界面

式中c是指飞行器的气动六分量，即阻力cx、升力cy、侧向力cz、俯仰力矩mz、偏航力矩my和滚转力矩mx。

s2、带飞飞行器冷态气动性能数据c冷态的获取。

带飞飞行器冷态气动性能c冷态采用风洞试验和cfd结合的方法获取。按照气动力风洞试验相似准则对模型缩比，如图3所示，带飞飞行器模型通过尾支撑14固定在风洞试验段内，调整带飞飞行器模型姿态角和风洞来流条件，由测力天平13及数据后处理可获得不同状态下的带飞飞行器风洞试验冷态气动数据c风洞。

由于风洞试验采用尾支撑，底部外形与真实状态不一致，且通常风洞试验能模拟飞行马赫数ma但不能完全模拟雷诺数re，利用cfd计算分别计算飞行条件和风洞试验条件的带飞飞行器冷态气动性能，获得二者冷态气动性能差，即为底部俢正和雷诺数修正量δcre数和底部修正。

带飞飞行器冷态气动性能等于风洞冷态数据与修正量之和，即：

c冷态＝c风洞+δcre数和底部修正

从飞行条件的cfd计算结果提取气动界面的气动性能，即气动界面7的冷态气动性能c气动_冷态。

带飞飞行器冷态气动性能在常规的风洞测力试验结果上，结合cfd计算获得底部型面和雷诺数不能完全模拟的修正量，该方法可保证获得较为准确的冷态气动性能。

s3、发动机界面6冷热态差δc发动机界面的获取。

发动机界面6冷热态差通过cfd计算获取，计算模型保留二级飞行器1头部其余外形面完全省去，该处理节省了大量的外流场计算量。本实施例中，cfd计算域为距头部外形距离大约为2倍飞行器高度，远场入口15设置为压力远场边界条件，远场出口16设置为压力出口边界。喷管出口边界17设置为压力出口边界条件，出口压力取来流静压。

分别开展发动机界面6热态和冷态的cfd计算，统计发动机界面6的气动性能，二者差量就是发动机界面6的冷热态差δc发动机界面。

根据发动机界面6热态cfd计算结果输出喷管入口18的流场参数，包括质量流量、总压、静压、速度、总温、静温等，作为气动界面7的冷热态差计算的输入条件。

在其他实施例中，cfd计算域还可以选取距头部外形距离高于2倍飞行器高度。

发动机界面冷热态差由cfd计算获取，不需要考虑二级外形和助推器等外流场计算，计算量可减小数倍。

s4、气动界面7的冷热态差δc气动界面的获取。

气动界面7的冷热态差通过cfd数值计算方法获得。

带飞飞行器气动界面7的热态cfd计算不考虑多组分化学反应的求解使计算量减少数倍以上。计算模型可省略被试发动机的隔离段9和燃烧室10，但必须保证简化模型进气道的流通状态与飞行条件一致。本实施例中，在进气道喉道12下游保留长度为2倍喉道高度的隔离段作为简化模型的进气道出口19。进气道出口19设置为压力出口边界条件，静压值设定为低于来流静压的值。喷管入口18设置为质量流量入口边界条件，根据发动机界面6热态cfd计算结果设置喷管入口18的流场参数。取cfd计算结果气动界面的热态气动性能，即c气动_热态。

气动界面7的冷热态差δc气动界面＝c气动_热态-c气动_冷态。

冷态气动性能c气动_冷态在步骤s2中获得。

在其他实施例中，进气道喉道12下游保留长度大于2倍喉道高度的隔离段作为简化模型的进气道出口19。

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。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。