[發(fā)明專利]適用激波/邊界層干擾及防熱研究的標模布局設計方法

有效

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• 申請日: 2021-06-22
• 公開（公告）號: CN113139243B
• 公開（公告）日: 2021-08-20
• 發(fā)明（設計）人: 劉深深;陳堅強;吳曉軍;陳兵;杜雁霞;尤其;周桂宇;張昊元;余婧;韓青華
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F111/04
• 代理公司: 成都九鼎天元知識產(chǎn)權代理有限公司 51214
• 代理人: 徐靜

本發(fā)明的一種適用激波/邊界層干擾及防熱研究的標模布局設計方法包括：步驟一，確定飛行器左右寬度輪廓線；步驟二，確定飛行器上下表面輪廓線；步驟三，設計x=L處截面曲線；步驟四，設計x=x_B處截面曲線；步驟五，設計點B之后到點C的截面曲面；步驟六，設計x=L₁處的截面曲線；步驟七，設計點B之前的截面曲面；步驟八，設計點E到點E₁的截面曲面；步驟九，設計點E到點E₁的截面曲線下部壓縮拐角區(qū)域截面曲面；步驟十，將步驟五、步驟八、步驟九得到的截面曲面關于zx平面對稱；將步驟六所得曲面分別關于zx平面、xy平面對稱。本發(fā)明能夠設計出適用于激波/邊界層干擾及防熱研究的標模布局。

技術領域

本發(fā)明涉及飛行器的氣動布局設計技術領域，具體而言，涉及一種適用激波/邊界層干擾及防熱研究的標模布局設計方法。

背景技術

隨著航天飛行器氣動布局日益復雜，飛行器飛行速度越來越高，飛行器小微尺度結構引起的局部激波干擾問題及基于復合材料的防熱結構設計問題逐漸凸顯。局部激波干擾流動對飛行器局部力熱特性影響嚴重，其產(chǎn)生的脈動壓力將會導致飛行器局部結構振動，甚至產(chǎn)生破壞；局部的激波干擾流動將會造成局部高熱流、高動態(tài)摩阻和剪應力，且局部的熱環(huán)境受到激波干擾的影響顯著，有可能造成飛行器結構損毀。另一方面基于復合材料防熱結構的熱/力學性能預測基于復合材料的新型防熱結構一方面要求在熱學上具有耐高溫、抗氧化等特征，另一方面在力學上也要求具有結構大剛度、高強度、高韌性等特征。因此，對服役過程熱/力性能的準確預測是同樣是飛行器防熱結構精細化設計和熱安全的基礎。但是，目前的數(shù)值模擬手段無法準確預測強干擾條件下熱流峰值及其位置，同時也無法準確建立精細的針對復合材料跨尺度的預測模型，而地面氣動熱載荷及防熱結構性能測量試驗則存在著設備模擬能力不足以及模擬準則不完全明確等問題，因此當前的局部激波/邊界層干擾模擬以及防熱結構熱力學性能預測模型上尚存在很多不明確的機理及偏差，亟需通過飛行試驗獲取真實飛行條件下的局部干擾區(qū)脈動壓力及復合材料性能數(shù)據(jù)等對預測模型進行改進。

飛行試驗需要基于特定的飛行器標模進行開展，飛行器標模設計的好壞，直接決定了飛行試驗能否滿足相關的研究需求，達到最終的研究目的。而對于用于激波/激波邊界層干擾和防熱結構熱力學性能預測研究的標模設計而言，首先需要設計出典型的具備干擾區(qū)特征的局部構型，同時滿足測量傳感器的安裝需求。同時考慮到基于復合材料防熱結構的性能測量需求，還需要具備大面積的平板區(qū)域進行結構的安裝及測量，最后該飛行器還需要體現(xiàn)飛行器的典型特征，同時具備飛行試驗過程中所有測量儀器的安裝空間。

針對上述需求，需要一種可同時適用于激波/邊界層干擾及防熱結構熱力學性能預測研究的標模布局設計方法，可為未來的飛行試驗提供一種可選方案。

發(fā)明內(nèi)容

針對上述技術問題，本發(fā)明旨在提供一種適用激波/邊界層干擾及防熱研究的標模布局設計方法。

本發(fā)明提供的一種適用激波/邊界層干擾及防熱研究的標模布局設計方法，包括如下步驟：