[发明专利]飞行器底部结构温度计算方法

说明书

本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法包括：一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，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；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，获取飞行器底部辐射平衡温度数据；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及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。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中不能有效计算飞行器底部结构温度所导致飞行器安全性能降低的技术问题。

技术领域

本发明涉及飞行器底部温度计算技术领域，尤其涉及一种飞行器底部结构温度计算方法。

背景技术

高速飞行的飞行器采用喷气发动机或火箭发动机作为喷气推进动力装置，该类喷气推进动力装置以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使得飞行器向前高速飞行。由于发动机尾喷流是高温燃气流，飞行器在高速飞行过程中，底部除受外部气流加热外，还将受发动机高温尾喷流加热的影响。在内外气动加热的共同作用下，将导致飞行器底部结构温度较高，如果温度超出结构高温承载能力，将导致飞行器底部结构产生破坏，影响导弹飞行安全。然而，在现有技术中，目前没有有效方法计算飞行器底部结构温度，因此影响了飞行器的安全性能。

发明内容

本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，能够解决现有技术中不能有效计算飞行器底部结构温度所导致飞行器安全性能降低的技术问题。

本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，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，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；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；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及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。

进一步地，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。

进一步地，在步骤一中，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。

进一步地，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。

进一步地，在步骤二中，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。

进一步地，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。

进一步地，在步骤三中，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。

进一步地，传热分析软件包括Ansys和Fluent。

进一步地，数值方法包括Fluent或CFX。

应用本发明的技术方案，提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法综合考虑外部气流和发动机尾喷流对飞行器底部结构的加热影响，通过分别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以及飞行器底部辐射平衡温度数据，对飞行器底部结构进行传热分析进而得到飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。本发明所提供的飞行器底部结构温度计算方法与现有技术相比，能够精确获得飞行器底部各区域的温度分布及温度值，从而能够采取相应措施提高飞行器底部耐热能力，保证飞行器的飞行安全。

附图说明