空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法技术

本发明专利技术公开了一种空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，该方法包括：一、确定飞机弧面壳体的待加热弧面和加热元件之间的加热距离；二、划分待加热弧面和加热元件；三、确定遮光板的安装位置；四、确定等效模型。本发明专利技术通过将待加热弧面等效至二维弧面内，通过分析遮光板的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量无需设计新型元件；利用直角三角形的余弦定理，可得出任一相邻两个加热温区之间的遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离的取值范围，有效减小飞机弧面壳体中相邻两个加热温区之间的热流场影响。流场影响。流场影响。

Equivalent model determination method for aerodynamic thermal environment simulation of arcuate shell of aerospace aircraft

【技术实现步骤摘要】
空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法


[0001]本专利技术属于空天飞机气动热环境模拟
，尤其是涉及一种空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法。

技术介绍

[0002]航空航天飞机，简称空天飞机，在现在和未来的航空发展中的地位越来越重要，随着空天飞机的不断发展，为了适应更高的飞行马赫数，飞行器的外形多设计为流畅曲面，垂直提取高超声速飞行器的剖面，会发现垂直提取的纵剖面外形多为多段连续平滑过渡的圆弧线组成。特别的，在对飞机的纵剖面即飞机的弧面壳体进行地面试验的气动热环境模拟时，需要将辐射元件排布成尽量小的单元且等距贴合在飞机弧面壳体上，而由于单元边界相互影响，常规的热流场分区方式存在温区交界处热流不可控、温区热流场控制和反馈受临近温区影响等因素，不利于地面试验气动热环境的模拟。为了减少在模拟试验中相邻两个温区之间相互影响，可在相邻两个温区之间安装遮光板来起到遮挡作用，通过气动热环境模拟得到飞机弧面壳体的热流场模型；理论上遮光板下沿需紧贴飞机弧面壳体，两边温区就不会有相互干涉，但试验中飞机弧面壳体会有变形，会在多个方向上有位移，可能会对遮光板造成挤压，也可能位移以后遮光板没办法发挥原来的遮光效果，所以遮光板下沿不能紧贴飞机弧面壳体，因此需要通过分析遮光板的安装位置，以便得到更准确飞机弧面壳体的热流场模型。

技术实现思路

[0003]本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，通过将待加热弧面等效至二维弧面内，通过分析遮光板的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量无需设计新型元件；利用直角三角形的余弦定理，可得出任一相邻两个加热温区之间的遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离的取值范围，有效减小飞机弧面壳体中相邻两个加热温区之间的热流场影响。
[0004]为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是：空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：步骤一、确定飞机弧面壳体的待加热弧面和加热元件之间的加热距离：根据Ansys的thermal模块对待加热弧面进行热流场分析，依据待加热弧面的热流密度和热流温度要求，得到待加热弧面和加热元件之间的加热距离H；将待加热弧面和加热元件等比例提取至二维弧面内；其中，加热元件的底面轮廓线和待加热弧面的表面轮廓线之间的径向距离为H；步骤二、划分待加热弧面和加热元件：按照Ansys的thermal模块中的热流场分析结果，对待加热弧面的表面轮廓线进行划分，得到多个圆弧段，每个所述圆弧段的圆心和该圆弧段的两个端点之间的连线围成一个加热温区；同时根据所述待加热弧面的分区方法，
对所述加热元件也进行划分，得到多个加热弧面单元，所述加热弧面单元的数量和所述待加热弧面单元的数量相等且一一对应；步骤三、确定遮光板的安装位置：在每个安装区内均插装遮光板，所述遮光板的竖向中心线和所述安装区的中心线重合，且插装在所述安装区内的所述遮光板的底部和所述安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离为S；其中，确定插装在每个所述安装区内的所述遮光板的底部和该安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离的方法均相同，确定任一安装区内的遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离的过程如下：步骤301、确定第一加热温区和第二加热温区的圆弧半径和加热角度：选取相邻的两个加热温区，分别设定为第一加热温区和第二加热温区，在二维等效图中确定所述第一加热温区的圆弧半径R1和所述第二加热温区的圆弧半径R2、以及所述第一加热温区的加热角度θ1和第二加热温区的加热角度θ2；其中，所述第一加热温区的加热角度θ1为所述第一加热温区所对应的弧度，所述第二加热温区的加热角度θ2为所述第二加热温区所对应的弧度；步骤302、确定间隙角度：在二维等效图中确定第一间隙角度和第二间隙角度；其中，所述第一间隙角度为所述遮光板的竖向中心线和所述第一加热温区靠近所述遮光板的边缘线之间的夹角；所述第二间隙角度为所述遮光板的竖向中心线和所述第二加热温区靠近所述遮光板的边缘线之间的夹角；步骤303、确定第一加热温区对第二加热温区的加热影响角度：过所述遮光板的底部作出第二加热温区的圆弧段的切线OA，所述第二加热温区的圆弧段上的切点的垂线为OB，垂线OB和第二加热温区的边缘线BC之间的夹角为加热影响角度θ3，根据直角三角形的余弦定理可得，,则;其中，S1为确定所述第一加热温区对第二加热温区的加热影响时所述遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离；步骤304、确定遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离：根据测试要求可知，，结合步骤303中的公式可得，;步骤305、确定第二加热温区对第一加热温区的加热影响角度：过所述遮光板的底部作出第一加热温区的圆弧段的切线DF，所述第一加热温区的圆弧段上的切点的垂线为DE，DE和第一加热温区的边缘线EG之间的夹角为加热影响角度θ4，根据直角三角形的余弦定理可得，,则;其中，S2为确定所述第二加热温区对第一加热温区的加热影响时所述遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离；步骤306、确定遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离：根据测试
要求可知，，结合步骤305中的公式可得，;步骤307、确定遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离：比较S1和S2，选取步骤304和步骤306中S1和S2的较小值，作为遮光板的底部和安装区的内圆弧轮廓线之间的垂直距离S；步骤四、确定等效模型：根据步骤三中确定的遮光板的安装位置，在相邻的两个加热温区之间均插装遮光板，多个所述遮光板组成插装在所述待加热弧面内的遮光板组件，确定等效模型。
[0005]上述的空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：步骤一中，所述加热距离H的取值范围为50mm~80mm。
[0006]上述的空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：步骤三中，在相邻的两个加热温区中，将一个所述加热温区的圆弧段轮廓线和所述加热弧面单元的底面轮廓线之间的环形区域设定为第一过渡区，另一个所述加热温区的圆弧段轮廓线和所述加热弧面单元的底面轮廓线之间的环形区域设定为第二过渡区，所述第一过渡区和所述第二过渡区之间的环形区域设定为安装区。
[0007]上述的空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：步骤三中，所述遮光板的厚度小于1mm。
[0008]本专利技术与现有技术相比具有以下优点：1、本专利技术通过将待加热弧面等效至二维弧面内，通过分析遮光板的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量无需设计新型元件，减小飞机弧面壳体相邻两个加热温区之间的热流场影响，加工周期短，加工难度低、安装便捷。
[0009]2、本专利技术对组成待加热弧面的多个圆弧段进行温区划分，分别对相邻的两个加热温区之间的热流场影响进行分析，得出为减小相邻的两个加热温区之间的热流场影响的情况下，遮光板的安装位置，方法步骤简单，减小热流场影响的效果明显。
[0010]3、本专利技术先通本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.空天飞机弧面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤一、确定飞机弧面壳体的待加热弧面和加热元件之间的加热距离：根据Ansys的thermal模块对待加热弧面（8）进行热流场分析，依据待加热弧面（8）的热流密度和热流温度要求，得到待加热弧面（8）和加热元件（7）之间的加热距离H；将待加热弧面（8）和加热元件（7）等比例提取至二维弧面内；其中，加热元件（7）的底面轮廓线和待加热弧面（8）的表面轮廓线之间的径向距离为H；步骤二、划分待加热弧面和加热元件：按照Ansys的thermal模块中的热流场分析结果，对待加热弧面（8）的表面轮廓线进行划分，得到多个圆弧段，每个所述圆弧段的圆心和该圆弧段的两个端点之间的连线围成一个加热温区；同时根据所述待加热弧面（8）的分区方法，对所述加热元件（7）也进行划分，得到多个加热弧面单元（9），所述加热弧面单元（9）的数量和所述待加热弧面单元的数量相等且一一对应；步骤三、确定遮光板的安装位置：在每个安装区（3）内均插装遮光板（4），所述遮光板（4）的竖向中心线和所述安装区（3）的中心线重合，且插装在所述安装区（3）内的所述遮光板（4）的底部和所述安装区（3）的内圆弧轮廓线之间的垂直距离为S；其中，确定插装在每个所述安装区（3）内的所述遮光板（4）的底部和该安装区（3）的内圆弧轮廓线之间的垂直距离的方法均相同，确定任一安装区（3）内的遮光板（4）的底部和安装区（3）的内圆弧轮廓线之间的垂直距离的过程如下：步骤301、确定第一加热温区和第二加热温区的圆弧半径和加热角度：选取相邻的两个加热温区，分别设定为第一加热温区（1）和第二加热温区（2），在二维等效图中确定所述第一加热温区（1）的圆弧半径R1和所述第二加热温区（2）的圆弧半径R2、以及所述第一加热温区（1）的加热角度θ1和第二加热温区（2）的加热角度θ2；其中，所述第一加热温区（1）的加热角度θ1为所述第一加热温区（1）所对应的弧度，所述第二加热温区（2）的加热角度θ2为所述第二加热温区（2）所对应的弧度；步骤302、确定间隙角度：在二维等效图中确定第一间隙角度和第二间隙角度；其中，所述第一间隙角度为所述遮光板（4）的竖向中心线和所述第一加热温区（1）靠近所述遮光板（4）的边缘线之间的夹角；所述第二间隙角度为所述遮光板（4）的竖向中心线和所述第二加热温区（2）靠近所述遮光板（4）的边缘线之间的夹角；步骤303、确定第一加热温区对第二加热温区的加热影响角度：...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，田敏，秦强，丛琳华，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：