适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法

摘要

本发明的一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法包括：步骤一，确定飞行器左右宽度轮廓线；步骤二，确定飞行器上下表面轮廓线；步骤三，设计x=L处截面曲线；步骤四，设计x=xB处截面曲线；步骤五，设计点B之后到点C的截面曲面；步骤六，设计x=L1处的截面曲线；步骤七，设计点B之前的截面曲面；步骤八，设计点E到点E1的截面曲面；步骤九，设计点E到点E1的截面曲线下部压缩拐角区域截面曲面；步骤十，将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于zx平面对称；将步骤六所得曲面分别关于zx平面、xy平面对称。本发明能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器的气动布局设计技术领域，具体而言，涉及一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法。

背景技术

随着航天飞行器气动布局日益复杂，飞行器飞行速度越来越高，飞行器小微尺度结构引起的局部激波干扰问题及基于复合材料的防热结构设计问题逐渐凸显。局部激波干扰流动对飞行器局部力热特性影响严重，其产生的脉动压力将会导致飞行器局部结构振动，甚至产生破坏；局部的激波干扰流动将会造成局部高热流、高动态摩阻和剪应力，且局部的热环境受到激波干扰的影响显著，有可能造成飞行器结构损毁。另一方面基于复合材料防热结构的热/力学性能预测基于复合材料的新型防热结构一方面要求在热学上具有耐高温、抗氧化等特征，另一方面在力学上也要求具有结构大刚度、高强度、高韧性等特征。因此，对服役过程热/力性能的准确预测是同样是飞行器防热结构精细化设计和热安全的基础。但是，目前的数值模拟手段无法准确预测强干扰条件下热流峰值及其位置，同时也无法准确建立精细的针对复合材料跨尺度的预测模型，而地面气动热载荷及防热结构性能测量试验则存在着设备模拟能力不足以及模拟准则不完全明确等问题，因此当前的局部激波/边界层干扰模拟以及防热结构热力学性能预测模型上尚存在很多不明确的机理及偏差，亟需通过飞行试验获取真实飞行条件下的局部干扰区脉动压力及复合材料性能数据等对预测模型进行改进。

飞行试验需要基于特定的飞行器标模进行开展，飞行器标模设计的好坏，直接决定了飞行试验能否满足相关的研究需求，达到最终的研究目的。而对于用于激波/激波边界层干扰和防热结构热力学性能预测研究的标模设计而言，首先需要设计出典型的具备干扰区特征的局部构型，同时满足测量传感器的安装需求。同时考虑到基于复合材料防热结构的性能测量需求，还需要具备大面积的平板区域进行结构的安装及测量，最后该飞行器还需要体现飞行器的典型特征，同时具备飞行试验过程中所有测量仪器的安装空间。

针对上述需求，需要一种可同时适用于激波/边界层干扰及防热结构热力学性能预测研究的标模布局设计方法，可为未来的飞行试验提供一种可选方案。

发明内容

针对上述技术问题，本发明旨在提供一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法。

本发明提供的一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法，包括如下步骤：

步骤一，根据飞行器压缩拐角前的设计长度

步骤二，给定飞行器压缩拐角前的设计长度

步骤三，给定压缩拐角前

步骤四，设计

步骤五，采用多截面曲面设计方式设计点

步骤六，给定压缩拐角

步骤七，采用桥接曲面设计方式设计点

步骤八，采用桥接曲面设计方式设计点

步骤九，采用曲面填充设计方法设计点

步骤十，将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于

进一步的，步骤一包括：弧段

再根据点

再根据飞行器压缩拐角前的设计长度

进一步的，步骤二包括：

点

点

再根据飞行器压缩拐角前的设计长度

点

点

再根据飞行器压缩拐角前的设计长度

进一步的，步骤三包括：

由步骤一可知点

由此确定圆弧段

由此确定圆弧段

进一步的，步骤四包括：

进一步的，步骤五包括：由步骤一得到线段

进一步的，步骤六包括：确定点

进一步的，步骤七包括：采用桥接曲面设计方式，由步骤二得到圆弧段

进一步的，步骤八包括：由步骤三得到

进一步的，步骤九包括：给定点

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：该飞行器气动布局横截面采用了蘑菇状的设计，背风面曲线为直线1和2搭接圆弧3设计，一方面提供封闭的大的装填空间，另一方面背风面的平板4可以用于防热结构的安装及其热力学性能测试传感器的安装；该飞行器的迎风面采用两侧凹曲线5和曲线6搭接直线7的设计，凹曲线5和曲线6的收腰设计可以尽可能地将此部分区域的流动封锁在区域内，减少向背风面的流动溢出，以防对背风面防热材料热力学性能测量造成干扰。圆弧10和圆弧11分别与直线2与曲线5、直线1与曲线6相切，保证了飞行器前缘具备一定的钝度，有利于高速飞行试验时的防热。同时作为激波边界层干扰研究的引导区域即平板8，其平板式的设计可以保证流动干扰更少，流场更干净均匀；同时在蘑菇状截面的结束位置，设计了箭头状的平板9来构造压缩拐角用于激波/边界层的干扰研究，该箭头状平板的设计一方面保证了压缩拐角有足够的长度进行分离泡区域的脉动压力测量，另一方面相比于长方形平板的设计可以减少后期与发动机对接时过渡段的高度，进而降低局部热流，更有利于飞行试验的安全进行。综上所述，通过本发明的适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法，能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本发明实施例的适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法的流程图。

图2为本发明实施例设计的左右宽度轮廓线示意图。

图3a为本发明实施例设计的上下表面轮廓线示意图。

图3b为本发明实施例设计的上下表面轮廓线中靠近A点一端的放大示意图。

图4为本发明实施例设计的

图5为本发明实施例设计的

图6为本发明实施例设计的

图7为本发明实施例设计的点

图8a为本发明实施例设计的飞行器最终外形立体结构示意图。

图8b为本发明实施例设计的飞行器最终外形俯视示意图。

图8c为本发明实施例设计的飞行器最终外形左视示意图。

图8d为本发明实施例设计的飞行器最终外形正视示意图。

图9a为本发明实施例设计的飞行器最终外形左视分析示意图。

图9b为本发明实施例设计的飞行器最终外形正视分析示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例

如图1所示，本实施例提出一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法，包括如下步骤：

步骤一，根据飞行器压缩拐角前的设计长度

如图2所示，所述左右宽度轮廓线包括头部半径为

再根据点

再根据飞行器压缩拐角前的设计长度

步骤二，给定飞行器压缩拐角前的设计长度

如图3a、图3b所示，所述上表面轮廓线为头部半径为

点

再根据飞行器压缩拐角前的设计长度

如图3a、图3b所示，所述下表面轮廓线为头部半径为

点

再根据飞行器压缩拐角前的设计长度

步骤三，给定压缩拐角前

如图4所示，所述

由步骤一可知点

由此确定圆弧段

由此确定圆弧段

步骤四，设计

步骤五，采用多截面曲面设计方式设计点

步骤六，给定压缩拐角

如图6所示，第二高度

根据图6可以确定点

步骤七，采用桥接曲面设计方式设计点

步骤八：采用桥接曲面设计方式设计点

步骤九，采用曲面填充设计方法设计点

如图7所示，给定点

步骤十：将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于

示例：

采用上述适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法进行设计：

根据飞行器压缩拐角前的设计长度

同理计算可得

已知

已知点

已知

完成

对生成的如图8a～图8d所示的飞行器最终外形进行分析：该飞行器气动布局横截面采用了如图9a、图9b所示的蘑菇状的设计，背风面曲线为直线1和2搭接圆弧3设计，一方面提供封闭的大的装填空间，另一方面背风面的平板4可以用于防热结构的安装及其热力学性能测试传感器的安装；该飞行器的迎风面采用两侧凹曲线5和曲线6搭接直线7的设计，凹曲线5和曲线6的收腰设计可以尽可能地将此部分区域的流动封锁在区域内，减少向背风面的流动溢出，以防对背风面防热材料热力学性能测量造成干扰。圆弧10和圆弧11分别与直线2与曲线5、直线1与曲线6相切，保证了飞行器前缘具备一定的钝度，有利于高速飞行试验时的防热。同时作为激波边界层干扰研究的引导区域即平板8，其平板式的设计可以保证流动干扰更少，流场更干净均匀；同时在蘑菇状截面的结束位置，设计了箭头状的平板9来构造压缩拐角用于激波/边界层的干扰研究，该箭头状平板的设计一方面保证了压缩拐角有足够的长度进行分离泡区域的脉动压力测量，另一方面相比于长方形平板的设计可以减少后期与发动机对接时过渡段的高度，进而降低局部热流，更有利于飞行试验的安全进行。综上所述，通过本发明的适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法，能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。

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。