[发明专利]一种过渡流区飞行器缝隙热流及防热材料的确定方法

说明书

一种过渡流区飞行器缝隙热流及防热材料的确定方法。首先采用DSMC对无缝隙干扰的飞行器流动进行数值模拟，获得缝隙对应位置处的无干扰热流峰值及流场局部密度；其次，基于局部流场参数及缝隙尺度对局部努森数进行求解；最后，采用局部努森数对无干扰热流进行修正，获得过渡流区飞行器缝隙加热的热流峰值。

技术领域

本发明涉及一种过渡流区飞行器缝隙热流及防热材料的确定方法

背景技术

高超声速飞行器表面不可避免地存在许多缝隙，这些缝隙的存在使得局部流动特征及气动加热环境发生剧烈变化，甚至导致局部防热结构的破坏。随着近空间长航时高超声速飞行器的发展，热防护系统逐渐向精细设计的要求过渡，对高空高超声速飞行缝隙热环境问题的研究需求更加迫切，准确的缝隙热环境预测已成为新一代近空间长航时高超声速飞行器局部热防护系统成败的关键影响因素。

传统高超声速飞行器多为轴对称气动外形(钝锥或小钝锥)，其主要飞行空域在低空连续流区，此区域的缝隙热环境已开展了大量的研究，获得了大量的宝贵结果，但在高空过渡流区的缝隙加热方面的研究工作相对较少。

现有DSMC模拟方法主要作为工程上高空高速飞行器过渡流区气动加热模拟的手段，但该方法对缝隙热流峰值的求解仅限于简单外形，对于工程上复杂外形的局部缝隙热流而言，由于缝隙尺度使得局部仿真网格尺寸较小，在全场仿真粒子数达到极限的情况下亦很难满足缝隙模拟所需要的模拟粒子数，这使得缝隙位置处的仿真粒子数太少而不能达到模拟要求，计算精度较低。因此，现有DSMC求解工程中复杂外形局部小尺寸缝隙热流峰值难度较大，计算精度低。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，根据现有求解飞行器过渡流区缝隙热流峰值的需要，提供了一种过渡流区飞行器缝隙热流及防热材料的确定方法。

本发明的技术解决方案是：一种过渡流区飞行器缝隙热流确定方法，包括以下步骤：

(1)假设飞行器外形无缝隙，采用DSMC方法对无缝隙干扰的飞行器外形进行数值模拟，获得实际缝隙对应位置处的无干扰热流峰值q_n及流场密度ρ_n；

(2)给予步骤(1)中获得的流场密度ρ_n，采用硬球模型计算缝隙位置处的局部自由程，其中n为气体分子数密度n＝ρ_n/m，m为单个气体分子的质量，d为气体分子直径；

(3)采用步骤(2)中的局部自由程确定局部努森数Kn_L；

(4)采用步骤(3)计算的局部努森数Kn_L对步骤(1)获得的无干扰热流峰值q_n进行修正，获得飞行器缝隙干扰处的热流峰值q_d。

优选的，所述步骤(2)的计算公式如下：

Kn_L＝λ_n/L，其中L为缝隙宽度。

优选的，所述步骤(4)飞行器缝隙干扰处的峰值热流q_d计算公式如下：

q_d＝q_n×(A×log(Kn_L)+B)

所述的A、B为拟合系数。

优选的，所述的A、B通过下述方式确定：

第一步，采用DSMC方法分别模拟不同高度下对应的无干扰峰值热流q_ni(i＝1～n)，n≥2和干扰位置处的热流峰值q_di；

第二步，分别计算不同高度下对应的Kn_Li；