一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法与流程

本发明涉及飞行器热防护系统设计领域，特别是涉及一种面向高超声速飞行器的主动冷却与被动热防护系统耦合设计方法。

背景技术：

目前，随着高超声速工程的发展，特别是航天飞行器可重复使用、宽包线飞行和长时间高速巡航需求的出现，飞行器热环境非常恶劣，单一的被动热防护技术无法满足防热需求，因此需要开发被动与主动相结合的热防护系统。被动热防护系统通常由不同的热防护概念组成，如nasa基于航天飞机工程研发了一系列金属、陶瓷防热瓦和陶瓷隔热毡(demyers,cjmartin,andmlblosser,parametricweightcomparisonofadvancedmetallic,ceramictile,andceramicblanketthermalprotectionsystems.2000,nasalangleytechnicalreportserver.)，依靠防热概念的防、隔热性能阻隔气动热进入机体；而主动热防护系统可由冷却工质的对流网络等组成，将热量从高温区域带至低温区域，以保护飞行器安全。主动冷却会影响飞行器壁面的气动加热，进而影响被动热防护概念的分布、尺寸和质量，但目前的研究中，主动和被动热防护系统间的设计通常耦合程度很低，很难获得飞行器热防护系统的最优设计区间。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种面向高超声速飞行器总体的主动与被动热防护系统的耦合设计方法，通过建立等效热平衡模型，即将主动冷却系统置于被动热防护系统壁面之下，并利用等效换热系数表征主动冷却的强度，通过迭代设计，实现了面向高超声速飞行器总体的被动与主动热防护系统的耦合设计。

本发明的技术方案为：

所述一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：以高超声速飞行器的三维构型及划分网格、任务弹道和主动冷却参数为输入参数，基于热平衡方程利用工程算法求解获得高超声速飞行器气动热，输出气动热载、壁面温度和主动换热量；所述主动冷却参数包括等效换热系数、冷却工质温度；

步骤2：根据步骤1中得出的壁面温度，确定分析区域在全弹道下的最大壁面温度；以分析区域在全弹道下的最大壁面温度为输入条件，从事先建立的热防护概念数据库中为高超声速飞行器壁面的分析区域选择热防护概念，要求该分析区域在全弹道下的最大壁面温度小于所选择热防护概念的许用温度，进而得到整个高超声速飞行器的被动热防护概念分布；

步骤3：针对步骤2确定的被动热防护概念建立一维非稳态传热数值模型，并以步骤1得到的气动热载和主动换热量分别为外、内边界条件进行传热分析，计算被动热防护概念的温度分布；而后以内边界的设定温度和被动热防护概念各层材料的许用温度为约束，，以被动热防护系统质量最轻为目标，以被动热防护概念中隔热层的厚度为设计参数，进行结构优化，计算获得最优的被动热防护系统的厚度和质量；以冷却工质的比热以及步骤1得到的主动换热量为输入，计算获得冷却工质的质量流量和允许的温升，

步骤4：判断步骤3得到的被动热防护系统的质量和厚度、主动热防护系统所需的冷却工质质量流量是否满足高超声速飞行器总体设计约束，如果满足，则当前系统可作为飞行器的主/被动热防护系统；若不满足，则修改主动冷却参数，重复步骤1至3，进行新一轮的设计，如此迭代直至最终满足高超声速飞行器总体设计约束。

进一步的优选方案，所述一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，其特征在于：步骤1中任务弹道包括飞行时间、高度、速度、攻角和侧滑角。

进一步的优选方案，所述一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，其特征在于：步骤1中所述热平衡方程为气动加热量等于辐射耗散量与主动换热量之和；所述主动换热量等于壁面温度与冷却工质温度之差乘以等效换热系数。

进一步的优选方案，所述一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，其特征在于：步骤1中采用的工程算法基于普朗特边界层理论，边界层外视作理想气体，边界层内为有粘气体，通过边界层外的计算获得边界层外气动参数，之后利用参考温度法计算获得边界层内的气动热。

进一步的优选方案，所述一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，其特征在于：步骤2中热防护概念数据库包括热防护概念各层的密度、最大许用温度、辐射发射率、导热系数、比热和初始厚度。

有益效果

本发明在进行飞行器气动热计算、被动热防护概念分布确定、被动热防护系统质量和厚度计算时，耦合考虑了主动冷却的影响，并可同时输出主动热防护系统所需的工质质量流量和工质温升，实现了被动与主动热防护系统间的耦合关系。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为主/被动热防护系统耦合设计流程。

图2为热防护系统热平衡示意图。

图3为等效的热防护系统热平衡示意图。

图4为一维平板有限差分模型。

具体实施方式

目前国内外飞行器被动热防护系统设计时，无法耦合考虑主动冷却的影响，本发明针对这一问题，提出了一种被动与主动热防护系统的耦合设计方法。实际工程中，主动冷却位于被动热防护系统的内边界底部，本发明建立等效热平衡模型，即将主动冷却系统置于被动热防护系统壁面之下，从而在进行飞行器表面气动热计算、被动热防护概念分布以及被动热防护系统规模计算时，考虑了主动冷却的影响，实现了飞行器被动和主动热防护系统的耦合设计。

本发明的技术方案包括四个步骤，如图1所示：

第一步为计算气动热。以飞行器构型和网格，任务弹道包括飞行时间、高度、速度、攻角和侧滑角，以及主动冷却参数包括等效换热系数、冷却工质温度，为输入参数，基于热平衡方程，即气动加热量等于辐射耗散量与主动换热量之和，利用工程算法求解获得气动热。本发明中，主动换热量等于壁面温度与冷却工质温度之差乘以等效换热系数，实际热平衡模型与等效热平衡模型分别见图2和图3。本发明中工程算法基于普朗特边界层理论，边界层外视作理想气体，边界层内为有粘气体，通过边界层外的计算获得边界层外缘气动参数，进而利用参考温度法计算获得边界层内的气动热。本步将输出气动热载，即热流密度对时间的积分，壁面温度，主动换热量即主动冷却带走的热流密度。

这一步基于工程算法求解飞行器表面热平衡方程获得气动热。飞行器表面平衡方程为：

qaero＝α(tr-tw)＝εσtw⁴+qin

式中qaero为气动热热流密度，α为飞行器表面对流换热系数，tr为气体恢复温度，tw为飞行器表面温度，ε为飞行器表面黑度，σ为斯特藩-玻尔兹曼常数。本发明中的方法在计算气动加热时，添加了向飞行器舱内传递的热量项qin，即为主动冷却带走的热流密度。实际工程中，主动冷却系统位于被动热防护系统的内边界即冷端底部，系统的热量平衡示意图如图2所示，主动换热项qin为：

qin＝h(tb-tc)

式中h、tb以及tc分别为主动冷却系统与被动热防护结构间的换热系数、被动热防护系统冷端许用温度以及冷却工质的温度。主/被动耦合的热防护系统，主动换热的强度应该与飞行器表面气动加热的强度相对应，即在壁面温度tw高的区域，加大主动换热的强度，反之则减弱换热强度。但上式中，qin与tw无关，若将上式带入表面平衡方程，需要以h为设计参数，在气动加热强度不同的区域，需要不同的h，因此，使得设计非常复杂，无法顺利完成。针对该问题，本发明假定主动冷却位于被动热防护系统的壁面之下，如图3所示，此时，主动换热项qin等于：

qin＝he(tw-tc)

式中，qin与tw有关，此时等效换热系数he可作为设计变量，对于整个飞行器表面，相同的he即可以模拟气动加热强度不同区域的主动换热项。

等效换热系数he与实际的换热系数h之间的关系由下式确定：

基于上述模型和假设，以弹道、飞行器构型和等效换热系数为输入条件，利用普朗特边界层理论、修正牛顿法及参考温度法构建工程算法程序，通过计算即可获得气动加热热载(热流密度对时间的积分)、壁面温度以及主动冷却换热量。

第二步为确定被动热防护概念的分布。本实施例中以nasa研制的金属防热瓦、陶瓷防热瓦和陶瓷隔热毡构建热防护概念数据库，包含热防护概念各层的密度、最大许用温度、辐射发射率、导热系数、比热和初始厚度。对于飞行器表面某一区域而言，以第一步中得出的全弹道下该区域的最大壁面温度为输入条件，从热防护概念数据库中为飞行器壁面区域选择热防护概念，基本原则是，该区域的最大壁面温度应小于热防护概念的许用温度。针对飞行器表面所有区域确定合适的热防护概念，最终获得飞行器被动热防护概念的分布。

第三步为确定被动热防护系统的规模包括厚度和质量，以及主动热防护系统的容量包括冷却工质的质量流量和允许的温升。针对第二步确定的被动热防护概念建立一维非稳态传热数值模型，如图4所示，以第一步输出的气动热载和主动换热量分别为外、内边界条件，进行传热分析，计算获得被动热防护概念的温度分布即各层材料及边界的温度分布。然后，以内边界即冷端的设定温度tb和各层材料的许用温度为约束，以热防护系统质量最轻为目标，以被动热防护概念中隔热层的厚度为设计参数，进行结构优化，最终计算获得最优的被动热防护系统的厚度和质量。以第一步输出的主动换热量和冷却工质的比热为输入，计算获得工质的质量流量和允许的温升，即为主动热防护系统的容量。

这一步是计算被动热防护系统规模和主动热防护系统的容量。针对被动热防护系统，建立一维非稳态热传导的有限差分数值模型，以热防护概念的冷端设计温度及各层材料最大许用温度为约束，通过数值分析和优化计算获得飞行器热防护概念的规模，即厚度和质量。热防护概念由多层材料组成，基于其结构特点，建立一维多层平板传热的有限差分模型如图4所示。分析节点沿厚度方向选取，相邻节点间的中垂线为界面，相邻界面间的区域即为当前节点所代表的控制体积。整个计算区域的离散，需要按照先节点位置、后界面位置的方法，最终得到多个子区域组成的空间区域。此外，由于各层材料的厚度和物性互不相同，各层内部需要进行细致离散，而单元的尺寸由结构、温度以及计算规模权衡选取，内外边界以及空隙边界上的单元厚度为其它单元的一半。另外，区域离散还需满足两个条件：热防护概念的内、外表面上必须布置节点，两种材料的交界面必须在单元的边界上。

在区域离散的基础上，则可对控制方程进行离散。对于控制体i(0<i<n)，其热平衡方程为：

式中，t为时间，xi为节点的坐标位置，δi为控制体i的厚度，ρ为该层材料的密度，c为该层材料的比热，k为该层材料的热传导系数。将该式写作差分形式，则有：

考虑到热防护结构的层状特征，可以假设在控制体内，t、ρ、c是关于x阶梯式变化，则可认为控制单元内部的t、ρ、c值即为单元节点处的值，因此：

以隐式格式进行离散，取对时间作隐式阶跃变化，即在t到t+δt时刻的变化用t+δt时的数值表征，得到下式：

不同材料层之间界面上的导热系数不连续，则界面上的当量导热系数以调和平均法计算获得，从而有：

其中wi为热阻系数，取值为：

当节点i位于边界上时δ＝1，其余情况取0，最终得到一维平板传热分析模型的数值离散方程为：

重新整理可得：

对于外边界，本文采用第三类边界条件，热平衡方程为：

则第一个控制体的能量平衡方程可写为：

从而得到外边界上的离散方程：

整理后得到：

对于内边界，以主动换热量qin为边界条件，为统一格式，将其写成qin＝h(tn-tc)，即第三类边界条件，从而得到内边界控制体上能量平衡方程可写为：

从而内边界离散方程可写为：

整理后得到：

综上所述，得到考虑主动冷却的一维平板瞬态传热有限差分方程：

通过迭代求解，可获得热防护概念结构的温度分布，然后以各层材料的许用温度以及系统冷端的设计温度为约束，以结构质量最低为目标，以隔热层厚度为设计参数，基于序列二次规划方法进行结构优化，最终获得最优的热防护系统。该系统优化问题的数学描述为：

s.t.ti(x)＜timax,i＝1,2,…,n

tn(x)＜tb

式中，n为热防护结构的层数，x为各层的厚度，ρi、ti(x)、tb分别为各层材料的密度、最大温度和系统冷端温度，其中tb为整个系统设计的输入约束。

针对主动热防护系统，可基于主动换热量与工质比热，求解下式即可获得主动热防护系统的容量，即工质流量和温升：

qin＝cmfδt

式中，c为冷却工质的比热，mf为质量流量，△t为工质温升。

第四步为输出飞行器主/被动热防护系统。基于第三步获得的被动和主动热防护系统后，评估是否满足飞行器总体设计需求，即被动热防护系统的质量和尺寸、主动热防护系统所需的工质流量是否满足飞行器总体设计约束，如果满足，则当前系统可作为飞行器的主/被动热防护系统；若不满足，则修改主动冷却参数包括等效换热系数及工质温度，重复步骤一至三，进行新一轮的设计，如此迭代直至最终满足飞行器总体设计需求。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。