一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法，1)根據(jù)高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)分布局特征，建立熱防護(hù)系統(tǒng)三維幾何模型；2)提取各材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為特征參數(shù)，完成以特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù)化建立；3)基于飛行器全彈道再入過程飛行工況，綜合考慮熱傳導(dǎo)和熱輻射效應(yīng)，實(shí)現(xiàn)全彈道過程中熱防護(hù)系統(tǒng)瞬態(tài)熱分析；4)考慮材料分散性，以材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為不確定輸入?yún)?shù)，基于區(qū)間頂點(diǎn)分析方法，完成彈道過程中熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界分析。本發(fā)明準(zhǔn)確、高效預(yù)測(cè)高超聲速飛行器嚴(yán)酷再入環(huán)境中前艙熱防護(hù)系統(tǒng)溫度邊界，為結(jié)構(gòu)后續(xù)的可靠性合理評(píng)估與不確定優(yōu)化設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。
【專利說明】
-種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè) 方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明設(shè)及高超聲速飛行器熱分析領(lǐng)域，特別設(shè)及一種高超聲速飛行器前艙熱防 護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)是用來保護(hù)高超聲速飛行器在氣動(dòng)加熱環(huán)境中免遭 燒毀和過熱的結(jié)構(gòu)。高速飛行器包括了運(yùn)載火箭、航天飛船、和其他一些可達(dá)臨近空間的飛 行器。熱防護(hù)結(jié)構(gòu)是通過隔熱和散熱措施，來保持高超聲速飛行器內(nèi)壁溫度在運(yùn)行的可承 受范圍內(nèi)。對(duì)于目前各國(guó)正在研制的高超聲速航天飛行器而言，熱防護(hù)系統(tǒng)是關(guān)鍵部件之 一，可W保護(hù)飛行器在復(fù)雜的氣動(dòng)加熱環(huán)境中安全承載、免遭燒毀和過熱。由于不同的飛行 器在工作環(huán)境中所面臨的氣動(dòng)加熱情況不同，因此為其服務(wù)的防熱系統(tǒng)的類型和方案也不 相同。
[0003] 目前，熱防護(hù)系統(tǒng)可分為燒蝕類和高超聲速運(yùn)兩類熱防護(hù)系統(tǒng)。燒蝕防熱系統(tǒng)的 機(jī)理是利用防熱材料在高溫下熱解后的氣化產(chǎn)物對(duì)邊界的質(zhì)量引射效應(yīng)來散熱。其最大的 優(yōu)點(diǎn)是安全可靠，適應(yīng)外部加熱變化的能力強(qiáng)，并可承受高熱流。其缺點(diǎn)是一次性使用，成 本大，并會(huì)發(fā)生燒蝕變形。而高超聲速熱防護(hù)系統(tǒng)在起飛及再入過程中不發(fā)生相變及質(zhì)量 的丟失，同時(shí)還能起到承載作用，保護(hù)機(jī)體內(nèi)的設(shè)備及燃料免受微流星體和空間碎片撞擊， 在雷雨等惡劣天氣也能夠安全地完成飛行任務(wù)。因此，目前學(xué)者們主要研究的對(duì)象為擁有 諸多優(yōu)點(diǎn)的高超聲速的熱防護(hù)系統(tǒng)。
[0004] 高超聲速飛行器再入過程中環(huán)境惡劣，周圍的空氣受到壓縮并產(chǎn)生巨大的摩擦作 用，使飛行器的動(dòng)能大部分轉(zhuǎn)化為熱能。因此，高超聲速防熱是高超聲速技術(shù)的難點(diǎn)之一， 防熱的解決與否關(guān)系到高超聲速技術(shù)的成敗。熱防護(hù)系統(tǒng)的熱分析正是基于氣動(dòng)熱分析與 結(jié)構(gòu)熱力學(xué)分析來預(yù)測(cè)高超聲速飛行器的溫度分布，并為其防熱結(jié)構(gòu)選材與設(shè)計(jì)提供參考 依據(jù)。
[0005] 熱傳導(dǎo)、熱福射是熱防護(hù)系統(tǒng)的主要傳熱方式。在傳統(tǒng)的熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，材料 導(dǎo)熱系數(shù)、發(fā)射率等影響熱傳導(dǎo)和熱福射的主要參數(shù)通常被作為確定量處理，運(yùn)在一定程 度上簡(jiǎn)化了分析過程，降低了計(jì)算工作量，然而由于未能合理考慮不確定性因素的影響，得 到的結(jié)果通常與實(shí)際情況不符。實(shí)際問題中，由于生產(chǎn)、制造、測(cè)量等過程中的不確定性，使 得材料參數(shù)往往存在一定的分散性，導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率不可避免地具有不確定性。如何準(zhǔn) 確預(yù)計(jì)材料參數(shù)分散性對(duì)于熱傳導(dǎo)問題的影響是熱防護(hù)系統(tǒng)未來精細(xì)化設(shè)計(jì)的必要前提。
[0006] 另一方面，針對(duì)高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)前艙結(jié)構(gòu)而言，熱防護(hù)系統(tǒng)的布局一 般為頭部和迎風(fēng)面采用碳/碳隔熱材料，溫度較低的背風(fēng)面采用柔性隔熱拉，其它區(qū)域采用 剛性陶瓷防熱瓦。可知，熱防護(hù)系統(tǒng)中存在眾多材料種類，各類材料參數(shù)的不確定性相互禪 合傳遞，不確定效應(yīng)益發(fā)顯著。因此，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)考慮材料傳導(dǎo)系數(shù)和發(fā)射率不確定性下的高 超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道熱特性界限具有重要的實(shí)際工程意義和理論探討價(jià) 值。
[0007] 傳統(tǒng)的溫度場(chǎng)區(qū)間上下界計(jì)算方法包括區(qū)間泰勒展開、區(qū)間攝動(dòng)展開和蒙特卡洛 模擬等方法。其中區(qū)間泰勒展開、區(qū)間攝動(dòng)展開應(yīng)用于熱福射等強(qiáng)非線性問題中存在精度 不足的問題，蒙特卡洛模擬存在計(jì)算量過大，工程實(shí)際問題難W應(yīng)用的缺陷。因此，尋找一 種準(zhǔn)確、高效的瞬態(tài)溫度場(chǎng)邊界預(yù)測(cè)方法，并將其推廣并應(yīng)用于熱防護(hù)系統(tǒng)等復(fù)雜工程對(duì) 象，是未來高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)精細(xì)化設(shè)計(jì)中亟待攻克的關(guān)鍵技術(shù)之一。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 本發(fā)明要解決的技術(shù)問題為:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高超聲速飛行器前 艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法，可W準(zhǔn)確、高效預(yù)測(cè)高超聲速飛行器嚴(yán)酷再入環(huán) 境中前艙熱防護(hù)系統(tǒng)溫度邊界，為結(jié)構(gòu)后續(xù)的可靠性合理評(píng)估與不確定優(yōu)化設(shè)計(jì)奠定基 礎(chǔ)。
[0009] 本發(fā)明解決上述技術(shù)問題采用的技術(shù)方案為:一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系 統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法，實(shí)現(xiàn)步驟如下：
[0010] 步驟(1)、根據(jù)飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)布局特征，建立熱防護(hù)系統(tǒng)S維幾何模型；
[0011] 步驟(2)、將步驟（1)得到的幾何模型轉(zhuǎn)化為有限元模型，提取各材料導(dǎo)熱系數(shù)和 發(fā)射率為特征參數(shù)，完成W特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù)化建立；
[0012] 步驟(3)、基于建立的熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型，提取前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面有限元網(wǎng) 格倍息；
[0013] 步驟(4)、基于前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面有限元網(wǎng)格信息和K時(shí)刻表面溫度，通過氣動(dòng) 熱計(jì)算方法得到拙寸刻前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面熱流強(qiáng)度，其中K的初始值為1，初始時(shí)刻表面溫 度為環(huán)境溫度To;
[0014] 步驟(5)、基于即寸刻表面熱流，綜合考慮各類傳熱方式，通過有限元瞬態(tài)熱分析獲 取化+1)時(shí)刻前艙熱防護(hù)系統(tǒng)的溫度場(chǎng)分布；
[0015] 步驟(6)、提取出熱防護(hù)系統(tǒng)表面溫度，通過氣動(dòng)熱計(jì)算方法得到化+1)時(shí)刻表面 的熱流密度；
[0016] 步驟(7)、循環(huán)步驟(4)~(6)，得到全彈道過程前艙熱防護(hù)系統(tǒng)溫度場(chǎng)分布結(jié)果；
[0017] 步驟(8)、考慮材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率的分散性，W材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為不確 定輸入?yún)?shù)，通過區(qū)間頂點(diǎn)分析方法獲取不確定輸入?yún)?shù)的樣本空間，樣本空間中樣本點(diǎn) 為各材料發(fā)射率上、下界的組合；
[0018] 步驟(9)、基于樣本空間中樣本點(diǎn)，重復(fù)步驟(2)~(7)，得到全彈道過程中前艙熱 防護(hù)系統(tǒng)所有樣本點(diǎn)下全彈道溫度分布；
[0019] 步驟(10)、篩選出關(guān)注位置各時(shí)刻溫度的最大值和最小值，基于插值方法，通過曲 線分別連接各最大值點(diǎn)和最小值點(diǎn)，從而得到全彈道過程前艙熱防護(hù)系統(tǒng)關(guān)注位置彈道過 程溫度邊界時(shí)間歷程。
[0020] 其中，所述步驟（1)中，前艙熱防護(hù)系統(tǒng)根據(jù)飛行器再入過程中溫度分布的不同， 鋪層材料和形式也相應(yīng)不同，整個(gè)布局劃分為3個(gè)區(qū)域，其中頭部高溫區(qū)、迎風(fēng)面高溫區(qū)鋪 設(shè)碳/碳防熱材料，背風(fēng)面低溫區(qū)鋪設(shè)柔性隔熱拉，其它區(qū)域鋪設(shè)剛性陶瓷防熱瓦。
[0021] 其中，所述步驟(2)中，利用商用有限元軟件，通過軟件二次開發(fā)功能，提取各材料 導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為特征參數(shù)，完成W特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù) 化建立。
[0022] 其中，所述步驟(4)和(6)中，所用氣動(dòng)熱計(jì)算方法為工程計(jì)算方法。
[0023] 其中，所述步驟(4)中，初始時(shí)刻飛行器的高度假設(shè)為100km，此時(shí)，前艙表面表面 溫度為此高度下的大氣環(huán)境溫度，為195.08化。
[0024] 其中，所述步驟(5)中，傳熱方式為熱傳導(dǎo)和熱福射。
[0025] 其中，所述步驟(7)中，全彈道過程共持續(xù)1000秒，相鄰時(shí)刻相隔100秒，共11個(gè)時(shí) 刻點(diǎn)。
[00%]其中，所述步驟(8)中，共設(shè)及3種材料，各材料導(dǎo)熱系數(shù)上界分別為石，％，否， 下界分別為么，么，全;各材料發(fā)射率上界石，玄，苗，下界分別為毎，毎，坦。
[0027] 其中，所述步驟(8)中，樣本點(diǎn)數(shù)為26。
[0028] 其中，所述步驟(10)中，插值方法為=次樣條插值方法。
[0029] 本發(fā)明的原理主要為：（1)根據(jù)高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)分布局特征，建立 熱防護(hù)系統(tǒng)=維幾何模型；（2)提取各材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為特征參數(shù)，完成W特征參數(shù) 為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù)化建立；（3)基于飛行器全彈道再入過程飛行工 況，綜合考慮熱傳導(dǎo)和熱福射效應(yīng)，實(shí)現(xiàn)全彈道過程中熱防護(hù)系統(tǒng)瞬態(tài)熱分析；（4)考慮材 料分散性，W材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為不確定輸入?yún)?shù)，基于區(qū)間頂點(diǎn)分析方法，完成彈道 過程中熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界分析。
[0030] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于:本發(fā)明提供了高超聲速機(jī)翼非概率氣動(dòng)結(jié)構(gòu) 禪合優(yōu)化設(shè)計(jì)的新思路，利用氣動(dòng)熱工程計(jì)算方法替代了 CFD計(jì)算，大大提高了計(jì)算效率， 同時(shí)優(yōu)化分析過程無需進(jìn)行氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)模型間的數(shù)據(jù)傳遞，避免了傳遞過程中造成的精度 損失，另外考慮了實(shí)際工程中加工誤差、材料分散性等對(duì)優(yōu)化結(jié)果的影響，從而實(shí)現(xiàn)了高超 聲速機(jī)翼在高可靠性前提下的精細(xì)化設(shè)計(jì)，大大提高機(jī)翼性能和安全性。
【附圖說明】
[0031 ]圖1為本發(fā)明的方法實(shí)現(xiàn)流程圖；
[0032] 圖2為本發(fā)明所針對(duì)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)布局及幾何模型示意圖，其中，1為碳/碳防 熱材料，2為剛性陶瓷防熱瓦，3為柔性隔熱拉；
[0033] 圖3為本發(fā)明所針對(duì)的高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型示意圖；
[0034] 圖4為本發(fā)明所針對(duì)的高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界時(shí)間歷 程。
【具體實(shí)施方式】
[0035] 下面結(jié)合附圖W及【具體實(shí)施方式】進(jìn)一步說明本發(fā)明。
[0036] 如圖1所示，本發(fā)明提出了一種飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法， 具體包括W下步驟：
[0037] 步驟(1)、根據(jù)高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)典型布局特征，建立熱防護(hù)系統(tǒng)= 維幾何模型，其中頭部、迎風(fēng)面等高溫區(qū)鋪設(shè)碳/碳防熱材料，背風(fēng)面低溫區(qū)鋪設(shè)柔性隔熱 拉，其它區(qū)域鋪設(shè)剛性陶瓷防熱瓦。因此，前艙熱防護(hù)系統(tǒng)共設(shè)及到巧巾材料；
[003引步驟(2)、通過大型有限元分析軟件ANSYS將步驟（1)得到的幾何模型轉(zhuǎn)化為有限 元模型，包括劃分有限元網(wǎng)格、設(shè)置單元類型、定義材料參數(shù)、施加邊界條件、添加福射效應(yīng) 單元等;此外，通過軟件二次開發(fā)功能，提取各材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為特征參數(shù)，完成W 特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù)化建立；
[0039] 步驟(3)、基于步驟(2)建立的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型，提取前艙熱防護(hù)系統(tǒng) 表面有限元網(wǎng)格信息，包括網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)編號(hào)，坐標(biāo)信息等；
[0040] 步驟(4)、基于步驟(3)得到的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面有限元網(wǎng)格信息和K時(shí)刻表面 溫度，通過氣動(dòng)熱工程計(jì)算方法快速得到即寸刻前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面熱流強(qiáng)度，其中K的初 始值為1，初始時(shí)刻飛行器的高度可假設(shè)為100km，此時(shí)，前艙表面表面溫度為此高度下的大 氣環(huán)境溫度，為195.08化；
[0041] 步驟(5)、基于即寸刻表面熱流，綜合考慮熱傳導(dǎo)和熱福射效應(yīng)，通過有限元瞬態(tài)熱 分析獲取化+1)時(shí)刻前艙熱防護(hù)系統(tǒng)的溫度場(chǎng)分布；
[0042] 步驟(6)、提取出熱防護(hù)系統(tǒng)表面溫度，通過氣動(dòng)熱工程計(jì)算方法得到化+1)時(shí)刻 表面各網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)處熱流密度；
[0043] 步驟(7)、循環(huán)步驟(4)~(6)，得到全彈道過程前艙熱防護(hù)系統(tǒng)溫度場(chǎng)分布結(jié)果， 若彈道過程持續(xù)1000秒，可相鄰時(shí)刻相隔100秒，共11個(gè)時(shí)刻點(diǎn)，從而得到全彈道過程前艙 熱防護(hù)系統(tǒng)溫度時(shí)間歷程曲線；
[0044] 步驟(8)、考慮材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率的分散性，W材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為不確 定輸入?yún)?shù)，通過區(qū)間頂點(diǎn)分析方法獲取不確定輸入?yún)?shù)的樣本空間，本發(fā)明中共設(shè)及3種 材料，考慮材料分散性，碳/碳防熱材料，柔性隔熱拉，剛性陶瓷防熱瓦的導(dǎo)熱系數(shù)上界分別 為齊，是，石，下界分別為么，圣，屯;發(fā)射率上界分別為苗，耳，馬，下界分別為 芭'捏'這，樣本空間中樣本點(diǎn)為各材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率上、下界的組合，樣本點(diǎn)數(shù)為 2?；
[0045] 步驟(9)、基于樣本空間中樣本點(diǎn)，重復(fù)步驟(2)~(7)，得到全彈道過程中前艙熱 防護(hù)系統(tǒng)所有樣本點(diǎn)下全彈道溫度分布；
[0046] 步驟(10)、篩選出關(guān)注位置各時(shí)刻溫度的最大值和最小值，基于插值方法，通過樣 條曲線分別連接各最大值點(diǎn)和最小值點(diǎn)，從而得到全彈道過程前艙熱防護(hù)系統(tǒng)關(guān)注位置彈 道過程溫度邊界時(shí)間歷程。選取前艙熱防護(hù)系統(tǒng)內(nèi)表面為關(guān)注位置，分別給出了 3個(gè)分區(qū)內(nèi) 表面最高溫度界限全彈道歷程曲線。
[0047] 為更充分地了解該發(fā)明的特點(diǎn)及其對(duì)工程實(shí)際的適用性，本發(fā)明針對(duì)如圖2所示 的類似于美國(guó)X-37B空天飛機(jī)外形的高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行全彈道溫度邊界 的預(yù)測(cè)。本實(shí)施例基于如圖2所示的幾何外形，提取各材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為特征參數(shù)， 完成W特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù)化建立，如圖3所示。本實(shí)施例中 各材料參數(shù)的分散性如表示，包括導(dǎo)熱系數(shù)、，A2，A3和發(fā)射率61，。，63的中屯、值和偏差系 數(shù)。
[004引表1
[0049]
[0050] 在此基礎(chǔ)上，本實(shí)施例利用本發(fā)明公開的方法，計(jì)算熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界， 得到整個(gè)熱防護(hù)系統(tǒng)內(nèi)表面最高溫度邊界隨時(shí)間變化歷程，如圖4所示。
[0051] 綜上所述，本發(fā)明提出了一種飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法， 該方法針對(duì)典型高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)，結(jié)合飛行器再入過程全彈道數(shù)據(jù)和氣動(dòng) 熱工程計(jì)算方法，采用禪合傳熱方法，考慮了流體流動(dòng)和結(jié)構(gòu)傳熱之間的相互影響，實(shí)現(xiàn)了 全彈道過程中氣動(dòng)熱和結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)的準(zhǔn)確計(jì)算。同時(shí)，該方法充分考慮了各材料參數(shù)分散 性，引入?yún)^(qū)間頂點(diǎn)分析方法，實(shí)現(xiàn)了高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界準(zhǔn)確、高效 預(yù)測(cè)，為后續(xù)的熱防護(hù)系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。
[0052] W上僅是本發(fā)明的具體步驟，對(duì)本發(fā)明的保護(hù)范圍不構(gòu)成任何限制；其可擴(kuò)展應(yīng) 用于高超聲速機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)領(lǐng)域，凡采用等同變換或者等效替換而形成的技術(shù)方案，均落 在本發(fā)明權(quán)利保護(hù)范圍之內(nèi)。
[0053] 本發(fā)明未詳細(xì)闡述部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方法，其特征在于實(shí)現(xiàn)步 驟如下： 步驟(1)、根據(jù)飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)布局特征，建立熱防護(hù)系統(tǒng)三維幾何模型； 步驟(2)、將步驟（1)得到的幾何模型轉(zhuǎn)化為有限元模型，提取各材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射 率為特征參數(shù)，完成以特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參數(shù)化建立； 步驟(3)、基于建立的熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型，提取前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面有限元網(wǎng)格信 息； 步驟(4)、基于前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面有限元網(wǎng)格信息和K時(shí)刻表面溫度，通過氣動(dòng)熱計(jì) 算方法得到K時(shí)刻前艙熱防護(hù)系統(tǒng)表面熱流強(qiáng)度，其中K的初始值為1，初始時(shí)刻表面溫度為 環(huán)境溫度To; 步驟(5)、基于K時(shí)刻表面熱流，綜合考慮各類傳熱方式，通過有限元瞬態(tài)熱分析獲取(K +1)時(shí)刻前艙熱防護(hù)系統(tǒng)的溫度場(chǎng)分布； 步驟(6)、提取出熱防護(hù)系統(tǒng)表面溫度，通過氣動(dòng)熱計(jì)算方法得到(K+1)時(shí)刻表面的熱 流密度； 步驟(7)、循環(huán)步驟(4)~(6)，得到全彈道過程前艙熱防護(hù)系統(tǒng)溫度場(chǎng)分布結(jié)果； 步驟(8)、考慮材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率的分散性，以材料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為不確定輸 入?yún)?shù)，通過區(qū)間頂點(diǎn)分析方法獲取不確定輸入?yún)?shù)的樣本空間，樣本空間中樣本點(diǎn)為各 材料發(fā)射率上、下界的組合； 步驟(9)、基于樣本空間中樣本點(diǎn)，重復(fù)步驟(2)~（7)，得到全彈道過程中前艙熱防護(hù) 系統(tǒng)所有樣本點(diǎn)下全彈道溫度分布； 步驟（10)、篩選出關(guān)注位置各時(shí)刻溫度的最大值和最小值，基于插值方法，通過曲線分 別連接各最大值點(diǎn)和最小值點(diǎn)，從而得到全彈道過程前艙熱防護(hù)系統(tǒng)關(guān)注位置彈道過程溫 度邊界時(shí)間歷程。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(1)中，前艙熱防護(hù)系統(tǒng)根據(jù)飛行器再入過程中溫度分布的不同， 鋪層材料和形式也相應(yīng)不同，整個(gè)布局劃分為3個(gè)區(qū)域，其中頭部高溫區(qū)、迎風(fēng)面高溫區(qū)鋪 設(shè)碳/碳防熱材料，背風(fēng)面低溫區(qū)鋪設(shè)柔性隔熱氈，其它區(qū)域鋪設(shè)剛性陶瓷防熱瓦。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(2)中，利用商用有限元軟件，通過軟件二次開發(fā)功能，提取各材 料導(dǎo)熱系數(shù)和發(fā)射率為特征參數(shù)，完成以特征參數(shù)為驅(qū)動(dòng)的前艙熱防護(hù)系統(tǒng)有限元模型參 數(shù)化建立。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(4)和(6)中，所用氣動(dòng)熱計(jì)算方法為工程計(jì)算方法。5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(4)中，初始時(shí)刻飛行器的高度假設(shè)為100km，此時(shí)，前艙表面表面 溫度為此高度下的大氣環(huán)境溫度，為195.081K。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(5)中，傳熱方式為熱傳導(dǎo)和熱輻射。7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(7)中，全彈道過程共持續(xù)1000秒，相鄰時(shí)刻相隔100秒，共11個(gè)時(shí) 刻點(diǎn)。8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(8)中，共涉及3種材料，各材料導(dǎo)熱系數(shù)上界分別為疋,? , 下界分別為各材料發(fā)射率上界巧_，6，，下界分別為9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè)方 法，其特征在于:所述步驟(8)中，樣本點(diǎn)數(shù)為2 6。10. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器前艙熱防護(hù)系統(tǒng)全彈道溫度邊界預(yù)測(cè) 方法，其特征在于:所述步驟(10)中，插值方法為三次樣條插值方法。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105956286SQ201610296914
【公開日】2016年9月21日
【申請(qǐng)日】2016年5月6日
【發(fā)明人】王曉軍, 王睿星, 王磊, 陳賢佳, 耿新宇
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)