【技术实现步骤摘要】
本申请涉及飞行器通气系统，尤其涉及一种高超声速飞行器通气系统及其设计方法。
技术介绍
1、运载火箭包含多个舱段，在其上升过程中，外部环境变化异常剧烈。外部压力会随着高度的增加在短时间内急剧下降，然而，内部压力的下降速度相对缓慢，由此便形成了显著的压力差值。鉴于此，通常会在各个舱段设置通气孔，以此来降低箭体的内外压差载荷。
2、再入返回飞行器一般采用封闭的舱室结构布局形式。在返回过程中，外界环境压力会在短时间内迅速增大。当飞行器自然缝隙情况无法预先知晓时，通过在飞行器表面恰当的位置设计合理的通气孔，可使舱内压力能够与外界环境压力同步变化，这是减小飞行器内外压差载荷的一种行之有效的途径。
3、运载火箭的通气系统主要集中于整流罩柱段，再入飞行器的通气系统位于背风面，通气孔的开孔位置常依赖设计师经验确定。
4、在飞行过程中，飞行器外部环境变化剧烈，这种变化会使通气系统面临的环境压力与设计预期不符的问题。其结果是通气系统工作效率降低，严重情况下还会对飞行器造成破坏。例如，在再入大气层阶段，若环境压力远超设计值，可能导致通气不畅，内部压力异常升高，对飞行器结构产生威胁。
5、常规通气系统存在不足，其通气面积固定，设计方法理想化。这使得计算得出的内外压差载荷和实际飞行数据有偏差。为确保飞行安全，只能增加较大的安全裕度。但这样做会增加飞行器的重量和成本，搭载有效载荷的能力也会相应降低。
6、因此，目前亟需解决的技术问题是：如何提供一种高超声速飞行器通气系统及其设计方法，能快速确定通气系
技术实现思路
1、本申请的目的在于提供一种高超声速飞行器通气系统及其设计方法，其能快速确定通气系统的通气位置和通气面积范围，准确迭代飞行器飞行过程中的内外压差，提高设计效率与精确度。同时，在保证飞行器强度前提下，有效的减小压差载荷，减小压差设计误差较大导致的设计冗余，减轻飞行器的重量，提升飞行器的运载能力。
2、为达到上述目的，本申请提供一种高超声速飞行器通气系统的设计方法，该方法包括如下步骤：获取飞行器弹道和飞行器数模；对飞行器数模的模型结构进行分区，并根据飞行器弹道确定的弹道参数，进行cfd仿真计算，得到不同分区的外压值；根据不同分区的外压值和给定的初始参数，开展一维等熵计算，得出飞行过程中初始条件下的初始结果参数，其中，初始结果参数包括内外压力值与不同通气位置条件下的通气面积范围；将初始结果参数作为输入，进行cfd仿真首次迭代计算，得到在弹道特征点的通气系数k；将cfd仿真首次迭代计算得到的弹道特征点的通气系数k与当前条件下的通气面积作为输入，开展一维等熵计算，得到当前条件下的内压与内外压差数据；判断当前条件下的内压与内外压差数据是否满足约束条件，如果不满足约束条件，则重新选择通气位置与通气面积，重新进行cfd仿真迭代计算，得到更新后的通气系数k，并重复此步骤直至当前条件下的内压与内外压差数据满足约束条件，并得出满足约束条件下的通气位置、通气面积、内压与内外压差数据。
3、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，根据不同分区的外压值和给定的初始参数，开展一维等熵计算，得出飞行过程中初始条件下的初始结果参数包括：将飞行器压差载荷范围设为约束条件；根据不同分区的外压值，以及给定初始化通气系数作为初始迭代值，开展一维等熵计算的首次迭代计算过程，得到内外压力值和不同通气位置条件下的初始通气面积。
4、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，弹道特征点的通气系数的计算公式为：
5、
6、其中，qcfd为cfd仿真计算得到的通气流量值；qg为通过一维等熵计算公式计算获得的通气流量值；k为弹道特征点的通气系数。
7、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，一维等熵计算公式如下：
8、
9、其中，qg表示通气流量；s表示通气面积；γ表示比热比；pd为下游压强；r表示气体常数；tu表示上游温度；ma为参数。
10、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，
11、其中，pu和pd分别为上游压强、下游压强；γ表示比热比。
12、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，一维等熵计算公式中的通气面积s为给定的估计值，通过迭代修改。
13、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，在火箭上升段，上游压强指的是飞行器的内部压力值；下游压强指的是飞行器的外部压力值。
14、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，一维等熵计算的过程包括：根据已知的外压值，通过时间项差分计算，得到当前时刻的气体质量损失量；根据理想气体状态方程和气体质量损失量，求解出舱内气体在损失后的密度、压力；求解的密度和压力代入下一时刻的理想气体状态方程计算公式，反复迭代，得到随时间变化的内部压力值和内外压差。
15、如上所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其中，一维等熵计算的过程还包括：根据内部压力值和外压值，求解出ma随时间的变化量。
16、作为本申请的第二方面，本申请提供一种高超声速飞行器通气系统，该系统由所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法获得，该系统包括：飞行器和通气孔；所述通气孔设置在所述飞行器的舱体上，所述通气孔的通气面积范围与通气位置根据所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法获得。
17、本申请实现的有益效果如下：
18、(1)本申请提高通气系统通气位置和通气面积范围的确定效率，使得迭代飞行中飞行器的内外压差更加接近飞行实际值，提高设计效率和精确度。
19、(2)本申请保证飞行器强度的前提下，有效的减小压差载荷，减小压差计算较大误差导致的设计冗余，减轻飞行器重量，提升飞行器运载能力。
20、(3)本申请保证再入飞行器内部压力变化分布合理，减轻再入段压差载荷，保证飞行器内部载荷不会因为压差载荷的冲击受到破坏。
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1.一种高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，根据不同分区的外压值和给定的初始参数，开展一维等熵计算，得出飞行过程中初始条件下的初始结果参数包括：
3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，弹道特征点的通气系数的计算公式为：
4.根据权利要求1-3之一所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，一维等熵计算公式如下：
5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，一维等熵计算公式中的通气面积S为给定的估计值，通过迭代修改。
7.根据权利要求6所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，在火箭上升段，上游压强指的是飞行器的内部压力值；下游压强指的是飞行器的外部压力值。
8.据权利要求1所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，一维等熵计算的过程包括：p>
9.据权利要求8所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，一维等熵计算的过程还包括：
10.一种高超声速飞行器通气系统，其特征在于，该系统由权利要求1-9之一所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法获得，该系统包括：飞行器和通气孔；
...【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，根据不同分区的外压值和给定的初始参数，开展一维等熵计算，得出飞行过程中初始条件下的初始结果参数包括：
3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，弹道特征点的通气系数的计算公式为：
4.根据权利要求1-3之一所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，一维等熵计算公式如下：
5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器通气系统的设计方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器通...
【专利技术属性】
技术研发人员：牛浩，王也，宗庆贺，张志博，杨仲豪，张立佳，程旭，
申请(专利权)人：北京中科宇航技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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