[發明專利]一種氣動力特性快速預測方法

在審

• 申請號: 201310317142.6
• 申請日: 2013-07-25
• 公開（公告）號: CN103390109A
• 公開（公告）日: 2013-11-13
• 發明（設計）人: 王鵬;金鑫;張衛民
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F19/00
• 分類號: G06F19/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 安麗

技術領域

本發明提供了一種飛行器的氣動力特性快速預測方法，屬于高超聲速飛行器氣動力特性技術領域。

背景技術

氣動力特性是確定飛行器的氣動外形、飛行軌道和飛行性能優劣的先決條件。在高超聲速飛行器的氣動外形研究和初步設計階段，需要對大量的飛行器外形進行氣動力特性方面的預測。目前，在飛行器的概念研究和初步設計階段，進行氣動力特性快速計算是此階段行之有效的氣動力預測方法。

為解決高超聲速氣動力特性快速預測問題，發展了大量行之有效的工程計算方法:牛頓方法、內伏牛頓方法、切楔(錐)方法、激波膨脹波方法等，解決了許多工程實際中的高超聲速氣動問題。美國用于航天飛機氣動特性工程計算程序的代表是“HABP”(Hypersonic?Arbitrary?Body?Program),其主要思想是將物面用有限個面元代替，在面元上應用牛頓碰撞理論、切錐法加粘性修正等。前蘇聯也研制出一套以試驗數據為基礎的航天飛機氣動特性的工程計算軟件。但是，該類方法僅適用于航天飛機類較簡單的飛行器外形，對于外形較復雜的新一代高超聲速飛行器預測結果精度不高。

新一代的高超聲速飛行器要求具有高空機動和長航程能力。滑翔的飛行器長時間在50km～100km高度范圍內高速飛行，由于在該高度范圍飛行時間比較長，要完成此類外形的初步設計，直接利用前人開創的工程計算方法已不能滿足要求，本發明建立了一種氣動力特性快速預測方法，滿足新一代的高超聲速飛行器初步設計階段所需要的大批量的計算需求。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種氣動力特性快速預測方法，解決新一代高超聲速飛行器的概念研究和初步設計階段氣動力特性預測中的計算速度及精度的問題。

本發明的技術解決方案是：

一種氣動力特性快速預測方法，步驟如下：

（1）將飛行器外形劃分為頭部、彈身、翼、舵和進氣道；

（2）采用三角形面元來逼近步驟（1）中劃分的飛行器外形的各個部件；

（3）根據所述三角形面元三個頂點的坐標，確定每個三角形面元的外法向余弦及面積；

（4）根據（3）中得到的每個三角形面元的外法向余弦確定碰撞角δ，碰撞角δ即為飛行器的來流速度矢量與每個三角形面元外法向的夾角，θ為三角形面元法向量與來流速度矢量的夾角；

（5）根據（4）中得到的碰撞角δ，確定飛行器外形的各個部件處于迎風面還是背風面；其中，當δ≥0時，面元處于迎風面流場；當δ<0時，面元處于背風面流場；

（6）根據（5）中得到的飛行器外形各個部分處的流場位置，確定飛行器外形各個部分的氣動力特性計算方法；

（7）根據步驟（6）中的計算方法，計算得到飛行器外形的各個部件的三角形面元上的氣動力，進而積分得到整個飛行器外形的氣動力特性。

所述步驟(6)中的確定飛行器外形各個部件的氣動力特性計算方法具體為：

（a）頭部：迎風面和背風面選用Dahlem-buck方法；

（b）彈身：對中等長細比彈身，迎風面選用切錐法，背風面選用牛頓方法；對細長彈身，迎風面和背風面選用斜錐法；如果彈身側面帶進氣道，則彈身的迎風面選用切錐法，背風面選用ACM方法；

所述中等長細比彈身是指：飛行器長度與彈身直徑之比小于6.0；

所述細長彈身是指：飛行器長度與彈身直徑之比大于或等于6.0；

（c）翼和舵：對未被屏蔽的翼面和舵面，迎風面選用切楔法，背風面選用Prantdl-Meyer方法；對被屏蔽的翼面和舵面，迎風面選用切錐法，背風面選用Prantdl-Meyer方法；

（d）進氣道：進氣道前緣迎風面和背風面選用切楔法，進氣道頭部迎風面和背風面都選用Dahlem-buck方法，進氣道后緣迎風面利用切錐法，背風面利用ACM方法。

所述ACM方法是指：當負碰撞角絕對值小于或等于3度時，通過公式計算壓力系數C_P，M_∞為自由來流馬赫數。

本發明與現有技術相比的有益效果是：

（1）本發明根據飛行器的外形特征，將外形分成頭部、彈身、翼、舵、進氣道，根據各分部件的幾何外形特點和流場特性，對不同分部件的迎風面和背風面選用不同的計算方法，建立了一套針對不同部件選用不同計算方法的準則，計算了某飛行器外形，并將計算結果跟試驗數據進行了對比，氣動力系數結果吻合較好，且速度快，可以滿足工程設計的需要。本文計算方法適用于新一代高超飛行器的氣動力特性快速計算，并且具有計算速度快、精度高的特點。