[发明专利]飞行器底部结构温度计算方法

权利要求书

1.一种飞行器底部结构温度计算方法，其特征在于，所述飞行器底部结构温度计算方法包括：

步骤一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，采用数值方法或工程方法开展飞行器外部流动气流加热的热环境计算分析以获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据，所述飞行轨迹状态参数包括飞行高度、飞行马赫数以及飞行攻角，所述飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据包括冷壁热流和恢复焓，所述步骤一中的数值方法包括Fluent或CFX，所述工程方法包括MINIVER或LATCH；

步骤二，根据设定飞行器的气动外形、飞行轨迹状态参数、发动机尾喷管型面和发动机尾喷管入口参数，开展飞行器底部结构在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据，所述发动机尾喷管入口参数包括发动机尾喷管入口总压、发动机尾喷管入口静压和发动机尾喷管入口总温；

步骤三，根据所述步骤一中的气动热环境数据以及所述步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据，结合飞行器底部结构模型，开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。

2.根据权利要求1所述的飞行器底部结构温度计算方法，其特征在于，在所述步骤二中，采用数值方法开展飞行器底部在发动机尾喷流影响下的气动热分析以获取飞行器底部辐射平衡温度数据，所述步骤二中的数值方法包括Fluent或CFX。

3.根据权利要求2所述的飞行器底部结构温度计算方法，其特征在于，在所述步骤三中，采用传热分析软件开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构温度及分布。

4.根据权利要求3所述的飞行器底部结构温度计算方法，其特征在于，所述传热分析软件包括Ansys和Fluent。