飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法、裝置及系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器氣動加熱環(huán)境的地面模擬試驗技術(shù)領域，尤其涉及一種飛行器 氣動熱試驗的熱流控制方法、裝置及系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 熱環(huán)境地面模擬試驗中通常采用溫度控制算法或者熱流控制算法。溫度控制算法 以試件表面溫度為控制對象，按照設定的溫度-時間曲線，通過引入溫度反饋調(diào)節(jié)加熱裝置 輸輸出，對試件表面溫度進行全程模擬。但是對于某些試件熱物理參數(shù)難于精確獲得，難于 給出溫度曲線，無法采用溫度控制。熱流控制算法以試件表面熱流為控制對象，按照設定的 熱流-時間曲線，通過引入熱流反饋調(diào)節(jié)加熱裝置輸出，對時間表面熱流進行全程模擬。若 試件傳熱計算模型復雜，需要考慮氣動力與熱場的耦合問題和熱物性參數(shù)變化，難于計算 熱流給定曲線，無法采用熱流控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 在下文中給出關于本發(fā)明的簡要概述，以便提供關于本發(fā)明的某些方面的基本理 解。應當理解，這個概述并不是關于本發(fā)明的窮舉性概述。它并不是意圖確定本發(fā)明的關鍵 或重要部分，也不是意圖限定本發(fā)明的范圍。其目的僅僅是以簡化的形式給出某些概念，以 此作為稍后論述的更詳細描述的前序。
[0004] 為解決上述問題，本發(fā)明提出一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法、裝置及系 統(tǒng)，能夠在沒有溫度給定曲線和熱流給定曲線的條件下，利用實時測得的溫度和熱流數(shù)據(jù) 進行控制，模擬氣動熱環(huán)境。
[0005] -方面，本發(fā)明提供一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，包括：
[0006] 獲取飛行器的預設飛行高度信息和預設飛行速度信息；
[0007] 實時采集飛行器試驗件的表面溫度；
[0008] 根據(jù)所述預設飛行高度信息、預設飛行速度信息以及表面溫度計算目標熱流密度 值；
[0009] 實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值；
[0010] 根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控制，控制熱流加熱裝置為 所述飛行器試驗件進行加熱以達到目標熱流密度值。
[0011] 第二方面，本發(fā)明還提供一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制裝置，包括：
[0012] 信息獲取模塊，用于獲取飛行器的預設飛行高度信息和預設飛行速度信息；
[0013] 溫度采集模塊，用于控制實時采集飛行器試驗件的表面溫度；
[0014] 目標熱流密度計算模塊，用于根據(jù)所述預設飛行高度信息、預設飛行速度信息以 及表面溫度計算目標熱流密度值；
[0015] 熱流采集模塊，用于控制實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值；
[0016] 加熱控制模塊，用于根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控制， 控制熱流加熱裝置為所述飛行器試驗件進行加熱以達到目標熱流密度值。
[0017] 第三方面，本發(fā)明還提供一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制系統(tǒng)，上述的飛行器 氣動熱試驗的熱流控制裝置，還包括：
[0018] 用于采集飛行器試驗件的表面溫度的溫度傳感器；
[0019] 用于采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值的熱流傳感器；
[0020] 用于對所述飛行器試驗件進行加熱的熱流加熱裝置。
[0021] 本發(fā)明提供的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法、裝置及系統(tǒng)，根據(jù)實時測得的 溫度和熱流數(shù)據(jù)進行控制，模擬氣動熱環(huán)境，有效提高飛行器氣動加熱環(huán)境模擬的準確性。
【附圖說明】
[0022] 為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例或現(xiàn) 有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本 發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以 根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0023] 圖1為本發(fā)明提供的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法一種實施例的流程圖。
[0024] 圖2為本發(fā)明提供的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法的控制結(jié)構(gòu)示意圖。
[0025] 圖3為本發(fā)明提供的飛行器氣動熱試驗的熱流控制裝置一種實施例的結(jié)構(gòu)示意 圖。
[0026] 圖4為本發(fā)明提供的飛行器氣動熱試驗的熱流控制系統(tǒng)一種實施例的結(jié)構(gòu)示意 圖。
【具體實施方式】
[0027] 下面參照附圖來說明本發(fā)明的實施例。在本發(fā)明的一個附圖或一種實施方式中描 述的元素和特征可以與一個或者更多個其他附圖或?qū)嵤┓绞街惺境龅脑睾吞卣飨嘟Y(jié)合。 應當注意，為了清楚目的，附圖和說明中省略了與本發(fā)明無關的、本領域普通技術(shù)人員已知 的部件和處理的表示和描述。
[0028] 實施例一
[0029] 參考圖1，本實施例提供一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，包括：
[0030] 步驟S101，獲取飛行器的預設飛行高度信息和預設飛行速度信息；
[0031] 步驟S102,實時采集飛行器試驗件的表面溫度；
[0032] 步驟S103,根據(jù)所述預設飛行高度信息、預設飛行速度信息以及表面溫度計算目 標熱流密度值；
[0033]步驟S104,實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值；
[0034] 步驟S105，根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控制，控制熱流 加熱裝置為所述飛行器試驗件進行加熱以達到目標熱流密度值。
[0035] 具體地，參考圖2,首先獲取預設飛行高度信息和預設飛行速度信息，該預設飛行 高度信息和預設飛行速度信息根據(jù)實際試驗的需求給定，之后根據(jù)預設飛行高度計算附面 層氣流溫度，該附面層氣流溫度根據(jù)以下公式進行計算： Γηη"/? ,, 6356766-A . / t \
[0036] II =-- ： ( 1 ； 6356766 + /? 288.15-0.0065·// // .< 11000
[0037] Τ, - 216.65 11 ()()()< //< 20000 ； ( 2 ) 216.65 + 0.00\{?? - 20000) 20000 < // < 32000
[0038]其中，h為預設飛行高度;Η為位勢高度;Too為附面層氣流溫度。
[0039] 進一步地，根據(jù)所述附面層氣流溫度計算氣流阻滯溫度，該氣流阻滯溫度根據(jù)以 下公式進行計算：
[0040] Tr = T〇〇(l+0.2 · r · Ma2〇〇) ； (3)
[0041] 其中，Tr為氣流阻滯溫度，Too為附面層氣流溫度，r為恢復系數(shù)，r〈l，根據(jù)試驗件的 特性由經(jīng)驗值確定，M a〇〇為附面層外緣來流馬赫數(shù)。
[0042] 進一步地，根據(jù)所述附面層氣流溫度、氣流阻滯溫度以及表面溫度計算參考溫度， 表面溫度通過溫度傳感器采集獲得，該參考溫度通過以下公式進行計算：
[0043] T* = T〇〇+0.5(Tr-Tw)+0.22(Tr-T〇〇)； (4)
[0044]其中，Tr為氣流阻滯溫度，Too為附面層氣流溫度，為參考溫度;Tw為表面溫度。
[0045] 進一步地，根據(jù)所述參考溫度、預設飛行速度計算對流換熱系數(shù)，該對流換熱系數(shù) 根據(jù)以下公式進行計算：
[0046] Pr* = 0.722-0.035sin ~2/^: ( 5 ) 600 !
[0047] * = Η.9χ10?(7；)2 · μ r + iio ， (6)
[0048] c *-1155.4635-151.8036sin --^^(7^-273) ； (7) pe L 2 12()()、 ;J * 〇 τ _9] pe (8)
[0050] " * ( = 3 .26 (Re )2 (Pr )一 .2 : Re < 1 . 5b x 10 6 ,、 汾，{ v 7 v . ; (9) =1 ·8] (lg Re )」叫（Pr )」；Re > 1 .56 x 10 6
[0051] a^SC-pl-ul -cr(,； (10)
[0052] 其中，?"為參考溫度，if為氣流的普朗特數(shù);為氣流動力粘度；為氣流比熱 容；為氣流密度；為氣流的斯坦頓數(shù)。
[0053] 進一步地，根據(jù)所述對流換熱系數(shù)、氣