本發(fā)明涉及一種飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測方法，能夠用于飛行器再入返回過程中沿飛行彈道各個時刻的充排氣系統(tǒng)各艙室壓力快速預(yù)測。

背景技術(shù)：

飛行器在上升、再入以及異常中止的過程中，適當(dāng)?shù)某渑艢庀到y(tǒng)非常關(guān)鍵，其設(shè)計約束包括：飛行器艙內(nèi)的幾何形狀與尺寸，艙內(nèi)儀器的布置，以及結(jié)構(gòu)部件所能承受的最小和最大壓差。同時，內(nèi)部結(jié)構(gòu)和儀器又會受到艙內(nèi)壓力變化率和絕對壓力量值的影響。不當(dāng)?shù)耐庀到y(tǒng)設(shè)計可能會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)件爆炸或破裂、電子元器件失效、有效載荷污染、以及零部件過熱。

目前，航空航天領(lǐng)域的飛行器艙內(nèi)壓力控制方法主要分為被動式和主動式兩種。主動式壓力控制具有較高的控制精度，可應(yīng)用于對艙內(nèi)壓力敏感的載人航天器的艙段設(shè)計。但該系統(tǒng)需要較多的額外設(shè)備，將明顯增加系統(tǒng)的復(fù)雜程度并降低飛行器的總體性能。被動式壓力控制通過在飛行器結(jié)構(gòu)表面設(shè)計合理的充排氣孔以降低結(jié)構(gòu)所承受的艙內(nèi)外壓差載荷。在上升階段，飛行高度增高導(dǎo)致艙外環(huán)境大氣壓力下降，飛行器內(nèi)部氣體通過充排氣孔自動排放至外部環(huán)境。在下降階段，飛行高度降低導(dǎo)致艙外環(huán)境大氣壓力升高，外部環(huán)境氣體通過充排氣孔自動進(jìn)入飛行器內(nèi)部，以增加艙內(nèi)氣壓。由于結(jié)構(gòu)形式簡單，被動式壓力控制方法已廣泛應(yīng)用于運載火箭的整流罩結(jié)構(gòu)設(shè)計。

由于飛行器艙內(nèi)壓力受諸多因素影響，難以通過理論分析得到，傳統(tǒng)設(shè)計時一般通過工程估算結(jié)合風(fēng)洞實驗的方法獲得。但風(fēng)洞實驗受條件所限，與實際飛行狀態(tài)存在較大差異，且實驗時間及經(jīng)費成本巨大。非定常數(shù)值模擬方法的精度較高，但進(jìn)行飛行全程的艙內(nèi)壓力預(yù)測所需要耗費的計算資源和計算時間也相當(dāng)高。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種既能保證計算精度，同時又能提高效率的飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測方法，該方法包括以下步驟：

(1)、假設(shè)飛行器充排氣系統(tǒng)封閉，計算得到飛行器待測飛行段每個典型彈道點對應(yīng)的艙外壓力，以飛行器待測飛行段典型彈道點對應(yīng)的時間t作為自變量，對其進(jìn)行擬合，得到飛行器待測飛行段艙外壓力函數(shù)pe(t)；

(2)、假設(shè)飛行器艙內(nèi)外相互聯(lián)通，計算m個不同艙內(nèi)外壓力比所對應(yīng)的飛行器待測飛行段每個典型彈道點下的充排氣系數(shù)，以飛行器待測飛行段典型彈道點對應(yīng)的時間t作為自變量，分別對不同艙內(nèi)外壓力比下的充排氣系數(shù)進(jìn)行擬合，得到不同艙內(nèi)外壓力比下飛行器待測飛行段充排氣系數(shù)函數(shù)cdj(t)，j＝1～m，所述m≥3；

(3)、從飛行器待測飛行段初始彈道點開始，按照固定時間間隔δt，對飛行器待測飛行段每個彈道點，執(zhí)行如下步驟計算得到每個彈道點對應(yīng)的艙內(nèi)壓力pin(tk)，tk＝t0+k×δt，k＝0～n，n為彈道點數(shù)：

(3a)、令k＝0，根據(jù)飛行器待測飛行段初始彈道點處艙內(nèi)壓力pin(tk)、艙內(nèi)體積v、艙內(nèi)溫度tin(tk)，計算出艙內(nèi)氣體的初始質(zhì)量m(tk)；

(3b)、基于一維等熵流假設(shè)，根據(jù)排氣孔面積、第k個彈道點處的艙外壓力pe(tk)、艙內(nèi)壓力pin(tk)，計算第k個彈道點的理想質(zhì)量流率

(3c)、根據(jù)步驟(2)得到的不同艙內(nèi)外壓力比下的充排氣系數(shù)函數(shù)cdj(t)，j＝1～m，所述m≥3，得到第k個彈道點處的不同艙內(nèi)外壓力比下充排氣系數(shù)，然后以艙內(nèi)外壓力比為自變量，對第k個彈道點處的不同艙內(nèi)外壓力比下充排氣系數(shù)進(jìn)行擬合，得到第k個彈道點處實際艙內(nèi)外壓力對應(yīng)的充排氣系數(shù)cd(tk)；

(3d)、采用步驟(3b)得到的第k個彈道點處實際艙內(nèi)外壓力對應(yīng)的充排氣系數(shù)cd(tk)修正步驟(3a)中所得到的第k個彈道點處的理想質(zhì)量流率得到該第k個彈道點處的實際質(zhì)量流率

(3e)、計算第k+1個彈道點與第k個彈道點時間間隔δt內(nèi)的質(zhì)量流量δm，根據(jù)該質(zhì)量流量δm，計算第k+1個彈道點處的艙內(nèi)氣體質(zhì)量m(tk+1)和艙內(nèi)壓力pin(tk+1)，tk+1＝t0+(k+1)×δt：

pin(tk+1)＝(m(tk+1)/v)rt(tk+1)

(3f)、將k加1，重復(fù)步驟(3a)～(3f)，直到獲得整個待測飛行段的艙內(nèi)壓力。

當(dāng)待測飛行段為再入返回階段時，步驟(3b)中計算第k個彈道點的理想質(zhì)量流率的公式為：

式中，tin(tk)為第k個彈道點處對應(yīng)的艙內(nèi)溫度，a為充排氣孔面積，γ為空氣比熱比。

當(dāng)待測飛行段為起飛上升階段時，步驟(3b)中計算第k個彈道點的理想質(zhì)量流率的公式為：

式中，tin(tk)為第k個彈道點處對應(yīng)的艙內(nèi)溫度，a為充排氣孔面積，γ為空氣比熱比。

步驟(3e)還可以根據(jù)計算得到的艙內(nèi)壓力pin(tk+1)和外部大氣環(huán)境壓力p∞(tk+1)，得到第k+1個彈道點處的艙內(nèi)相對壓力為δp(tk+1)：

δp(tk+1)＝p∞(tk+1)-pin(tk+1)

所述典型彈道點根據(jù)飛行全程的高度或者馬赫數(shù)確定。

所述步驟(1)采用cfd數(shù)值模擬方法計算得到飛行器待測飛行段每個典型彈道點對應(yīng)的艙外壓力。

所述步驟(2)采用cfd數(shù)值模擬方法、非定常數(shù)值模擬方法或者工程估算結(jié)合風(fēng)洞實驗手段計算m個不同艙內(nèi)外壓力比所對應(yīng)的飛行器待測飛行段每個典型彈道點下的充排氣系數(shù)。

所選取的m個不同艙內(nèi)外壓力比的范圍覆蓋飛行器飛行全程的艙內(nèi)外壓力比。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點如下：

(1)、本發(fā)明針對高超聲速飛行器的飛行特點及被動式艙內(nèi)壓力控制系統(tǒng)，建立了飛行器艙內(nèi)壓力快速預(yù)測方法，該方法在保證計算精度的基礎(chǔ)上，提高了求解效率，避免了大量的風(fēng)洞實驗，實現(xiàn)了高超聲速飛行器艙內(nèi)壓力的預(yù)測，可為其充排氣系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計提供重要的參考和依據(jù)；

(2)、本發(fā)明與傳統(tǒng)的工程估算結(jié)合風(fēng)洞實驗手段相比，所采用的cfd數(shù)值模擬方法能夠有效改善計算精度，并大幅節(jié)約時間和經(jīng)費成本；

(3)、本發(fā)明與非定常數(shù)值模擬相比，采用一維等熵流假設(shè)求得理想質(zhì)量流率，并采用cfd數(shù)值模擬計算得到的重排氣系數(shù)修正理想質(zhì)量流率得到實際質(zhì)量流率，能夠顯著提高求解效率，節(jié)省計算資源；

(4)、本發(fā)明通過不同內(nèi)外壓力比下的充排氣系數(shù)進(jìn)行擬合插值與反復(fù)迭代，獲得整個計算彈道范圍內(nèi)的飛行器艙內(nèi)壓力變化情況，數(shù)值分析準(zhǔn)確，且顯著提高計算效率；

(5)、本發(fā)明還給出沿飛行彈道各個時刻飛行器各艙室的內(nèi)部壓力值，以及艙室與外部環(huán)境之間的壓力差，從而為飛行器充排氣系統(tǒng)的總體設(shè)計提供依據(jù)。

附圖說明

圖1為飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測方法流程圖；

圖2為帶充排氣系統(tǒng)的高超聲速飛行器簡化圖；

圖3為典型彈道點下飛行器底部封閉流場圖；

圖4為飛行器底部封閉時充排氣孔中心壓力值沿彈道的變化；

圖5為底部通氣計算充排氣系數(shù)時艙內(nèi)邊界條件設(shè)置；

圖6為典型彈道點下飛行器底部通氣流場圖；

圖7為不同彈道高度下充排氣系數(shù)隨內(nèi)外壓力比的變化；

圖8為來流壓力、機(jī)身后艙艙內(nèi)壓力及艙內(nèi)相對壓力沿彈道的變化。

具體實施方式

下面結(jié)合實例，說明本發(fā)明的具體實施方式。

圖1為某高超聲速飛行器外形，該飛行器的充排氣系統(tǒng)包括位于飛行器底部的排氣孔，通過排氣孔使得飛行器艙內(nèi)氣體與艙外環(huán)境相聯(lián)通，從而保障飛行器艙內(nèi)外的壓力差維持在結(jié)構(gòu)所能承受的范圍內(nèi)。

如圖2所示，本發(fā)明提供了一種飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測方法，該方法包括以下步驟：

(1)、假設(shè)飛行器充排氣系統(tǒng)封閉，通過cfd數(shù)值模擬方法計算得到飛行器待測飛行段每個典型彈道點對應(yīng)的艙外壓力，以飛行器待測飛行段典型彈道點對應(yīng)的時間t作為自變量，對其進(jìn)行擬合，得到飛行器待測飛行段艙外壓力函數(shù)pe(t)，所述典型彈道點根據(jù)飛行全程的高度或者馬赫數(shù)確定。；

由于cfd數(shù)值模擬方法與傳統(tǒng)的工程估算結(jié)合風(fēng)洞實驗手段相比，能夠有效改善計算精度，并大幅節(jié)約時間和經(jīng)費成本，本實施例中，首先，采用cfd數(shù)值模擬方法計算得到飛行器待測飛行段每個典型彈道點處的底部流場和艙外壓力，如圖3所示；然后，根據(jù)飛行器充排氣孔的位置，提取該排氣孔中心位置的艙外壓力，作為飛行器充排氣系統(tǒng)的艙外壓力。飛行器再入返回階段，彈道高度呈下降趨勢，飛行器底部壓力pe隨高度下降而逐漸增加，如圖4所示。

(2)、假設(shè)飛行器艙內(nèi)外相互聯(lián)通，計算m個不同艙內(nèi)外壓力比所對應(yīng)的飛行器待測飛行段每個典型彈道點下充排氣系數(shù)，以飛行器待測飛行段典型彈道點對應(yīng)的時間t作為自變量，分別對不同艙內(nèi)外壓力比下充排氣系數(shù)進(jìn)行擬合，得到不同艙內(nèi)外壓力比下飛行器待測飛行段充排氣系數(shù)函數(shù)cdj(t)，j＝1～m，數(shù)據(jù)擬合不能低于三個點，因此，m≥3，所述數(shù)值模擬方法最好是cfd數(shù)值模擬方法，也可以采用工程估算結(jié)合風(fēng)洞實驗手段或者非定常數(shù)值模擬方法得到。

所選取的艙內(nèi)外壓力比應(yīng)當(dāng)盡量覆蓋飛行器飛行全程的艙內(nèi)外壓力比，可以根據(jù)同類型飛行器的實際飛行數(shù)據(jù)統(tǒng)計獲得，也可以通過本方法的試算獲得，最好要覆蓋飛行器飛行全程的艙內(nèi)外壓力比。本實施例中，艙內(nèi)外壓力比選為2.5、1.8、1.1。

圖5給出了進(jìn)行底部通氣流場計算時飛行器艙內(nèi)的邊界條件屬性設(shè)置，圖中機(jī)身后艙的最上游邊界類型設(shè)置為壓力出口邊界條件類型，設(shè)置機(jī)身后艙的最上游邊界值為pin，在計算中改變此邊界上的壓力值即pin，通過數(shù)值模擬得到不同pe/pin下通氣流場計算收斂之后該壓力出口邊界上的質(zhì)量流率作為實際質(zhì)量流率再將pe與pin代入公式計算得到理想質(zhì)量流率兩者的比值即為充排氣系數(shù)cd。

圖6為飛行器再入返回階段典型彈道點下采用cfd數(shù)值模擬得到的飛行器底部通氣流場結(jié)構(gòu)。

圖7給出了采用上述方法計算得到的飛行器再入返回階段典型彈道點下的充排氣系數(shù)隨艙內(nèi)外壓力比的變化情況。

(3)、從飛行器待測飛行段初始彈道點開始，按照固定時間間隔，對飛行器待測飛行段每個彈道點，執(zhí)行如下步驟計算得到每個彈道點對應(yīng)的艙內(nèi)壓力pin(tk)，tk＝t0+k×δt，k＝0～n，n為彈道點數(shù)：

(3a)、令k＝0，根據(jù)飛行器待測飛行段初始彈道點處的艙內(nèi)壓力pin(tk)、艙內(nèi)體積v、艙內(nèi)溫度tin(tk)，計算出艙內(nèi)氣體的初始質(zhì)量m(tk)，計算公式為m(tk)＝pin(tk)v/(rtin(tk))，其中r為氣體常數(shù)。

(3b)、基于一維等熵流假設(shè)，根據(jù)排氣孔面積、第k個彈道點處的艙外壓力pe(tk)、艙內(nèi)壓力pin(tk)，計算第k個彈道點的理想質(zhì)量流率

針對飛行器再入返回階段，在此過程中艙外的環(huán)境壓力高于艙內(nèi)壓力，因而是一個不斷向飛行器艙內(nèi)充氣的過程，具體計算公式為：

式中，tin(tk)為第k個彈道點處對應(yīng)的艙內(nèi)溫度，a為充排氣孔面積，γ為空氣比熱比，一般取值為1.4；

另一種情況，針對飛行器的起飛上升階段，飛行高度增高導(dǎo)致艙外環(huán)境大氣壓力下降，因此飛行器艙內(nèi)氣體會通過充排氣孔向外排放，理想質(zhì)量流率的計算公式調(diào)整為：

(3c)、根據(jù)步驟(2)得到的不同艙內(nèi)外壓力比下的充排氣系數(shù)函數(shù)cdj(t)，j＝1～m，所述m≥3，得到第k個彈道點處的不同艙內(nèi)外壓力比下充排氣系數(shù)，然后，以艙內(nèi)外壓力比為自變量，對第k個彈道點處的不同艙內(nèi)外壓力比下充排氣系數(shù)進(jìn)行擬合，得到第k個彈道點處實際艙內(nèi)外壓力對應(yīng)的充排氣系數(shù)cd(tk)；

(3d)、采用步驟(3b)得到的第k個彈道點處實際艙內(nèi)外壓力對應(yīng)的充排氣系數(shù)cd(tk)修正步驟(3a)中所得到的第k個彈道點處理想質(zhì)量流率得到該第k個彈道點處實際質(zhì)量流率

(3e)、計算第k+1個彈道點與第k個彈道點時間間隔δt內(nèi)的質(zhì)量流量δm，根據(jù)該質(zhì)量流量δm，計算第k+1個彈道點處的艙內(nèi)的氣體質(zhì)量m(tk+1)和艙內(nèi)壓力pin(tk+1)，tk+1＝t0+(k+1)×δt：

m(tk+1)＝m(tk)+δm

pin(tk+1)＝(m(tk+1)/v)rt(tk+1)

還可以根據(jù)計算得到的艙內(nèi)壓力pin(tk+1)和外部大氣環(huán)境壓力p∞(tk+1)，得到第k+1個彈道點處的艙內(nèi)相對壓力為δp(tk+1)：

δp(tk+1)＝p∞(tk+1)-pin(tk+1)

從而，得到整個待測飛行段的艙內(nèi)相對壓力。

所述外部大氣的環(huán)境壓力p∞(tk+1)為第k+1個彈道點大氣環(huán)境壓力，根據(jù)高度不同而不同，可以根據(jù)查詢大氣參數(shù)表獲得。

(3f)、將k加1，重復(fù)步驟(3a)～(3f)，直到獲得整個待測飛行段的艙內(nèi)壓力。

最后，采用本發(fā)明所建立的快速預(yù)測方法，給出了沿飛行彈道各時刻與外部環(huán)境相聯(lián)通的機(jī)身后艙的內(nèi)部壓力pin，以及其與外部環(huán)境壓力p∞之間的壓力差δp，如圖8所示。從圖中可以看出，本發(fā)明所提供的飛行器艙內(nèi)壓力快速預(yù)測方法，在保證計算精度的基礎(chǔ)上，提高了求解效率，避免了大量的風(fēng)洞實驗，實現(xiàn)了高超聲速飛行器艙內(nèi)壓力的預(yù)測，可為其充排氣系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計提供重要的參考和依據(jù)。

本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。