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

背景技術(shù)：

飛行器在上升、再入以及異常中止的過(guò)程中，適當(dāng)?shù)某渑艢庀到y(tǒng)非常關(guān)鍵，其設(shè)計(jì)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(shí)，內(nèi)部結(jié)構(gòu)和儀器又會(huì)受到艙內(nèi)壓力變化率和絕對(duì)壓力量值的影響。不當(dāng)?shù)耐庀到y(tǒng)設(shè)計(jì)可能會(huì)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(guò)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(dòng)式和主動(dòng)式兩種。主動(dòng)式壓力控制具有較高的控制精度，可應(yīng)用于對(duì)艙內(nèi)壓力敏感的載人航天器的艙段設(shè)計(jì)。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(dòng)式壓力控制通過(guò)在飛行器結(jié)構(gòu)表面設(shè)計(jì)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(guò)充排氣孔自動(dòng)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(guò)充排氣孔自動(dòng)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(jiǎn)單，被動(dòng)式壓力控制方法已廣泛應(yīng)用于運(yùn)載火箭的整流罩結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

由于飛行器艙內(nèi)壓力受諸多因素影響，難以通過(guò)理論分析得到，傳統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)一般通過(guò)工程估算結(jié)合風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法獲得。但風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)受條件所限，與實(shí)際飛行狀態(tài)存在較大差異，且實(shí)驗(yàn)時(shí)間及經(jīng)費(fèi)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(cè)所需要耗費(fèi)的計(jì)算資源和計(jì)算時(shí)間也相當(dāng)高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種既能保證計(jì)算精度，同時(shí)又能提高效率的飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測(cè)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(cè)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(jì)算得到飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的艙外壓力，以飛行器待測(cè)飛行段典型彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的時(shí)間t作為自變量，對(duì)其進(jìn)行擬合，得到飛行器待測(cè)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(jì)算m個(gè)不同艙內(nèi)外壓力比所對(duì)應(yīng)的飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)下的充排氣系數(shù)，以飛行器待測(cè)飛行段典型彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的時(shí)間t作為自變量，分別對(duì)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(cè)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(cè)飛行段初始彈道點(diǎn)開(kāi)始，按照固定時(shí)間間隔δt，對(duì)飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)彈道點(diǎn)，執(zhí)行如下步驟計(jì)算得到每個(gè)彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的艙內(nèi)壓力pin(tk)，tk＝t0+k×δt，k＝0～n，n為彈道點(diǎn)數(shù)：

(3a)、令k＝0，根據(jù)飛行器待測(cè)飛行段初始彈道點(diǎn)處艙內(nèi)壓力pin(tk)、艙內(nèi)體積v、艙內(nèi)溫度tin(tk)，計(jì)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(gè)彈道點(diǎn)處的艙外壓力pe(tk)、艙內(nèi)壓力pin(tk)，計(jì)算第k個(gè)彈道點(diǎn)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(gè)彈道點(diǎn)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(duì)第k個(gè)彈道點(diǎn)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(gè)彈道點(diǎn)處實(shí)際艙內(nèi)外壓力對(duì)應(yīng)的充排氣系數(shù)cd(tk)；

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

(3e)、計(jì)算第k+1個(gè)彈道點(diǎn)與第k個(gè)彈道點(diǎn)時(shí)間間隔δt內(nèi)的質(zhì)量流量δm，根據(jù)該質(zhì)量流量δm，計(jì)算第k+1個(gè)彈道點(diǎn)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(gè)待測(cè)飛行段的艙內(nèi)壓力。

當(dāng)待測(cè)飛行段為再入返回階段時(shí)，步驟(3b)中計(jì)算第k個(gè)彈道點(diǎn)的理想質(zhì)量流率的公式為：

式中，tin(tk)為第k個(gè)彈道點(diǎn)處對(duì)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(cè)飛行段為起飛上升階段時(shí)，步驟(3b)中計(jì)算第k個(gè)彈道點(diǎn)的理想質(zhì)量流率的公式為：

式中，tin(tk)為第k個(gè)彈道點(diǎn)處對(duì)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(jì)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(gè)彈道點(diǎn)處的艙內(nèi)相對(duì)壓力為δp(tk+1)：

δp(tk+1)＝p∞(tk+1)-pin(tk+1)

所述典型彈道點(diǎn)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(jì)算得到飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)對(duì)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(shí)驗(yàn)手段計(jì)算m個(gè)不同艙內(nèi)外壓力比所對(duì)應(yīng)的飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)下的充排氣系數(shù)。

所選取的m個(gè)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(diǎn)如下：

(1)、本發(fā)明針對(duì)高超聲速飛行器的飛行特點(diǎn)及被動(dòng)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(cè)方法，該方法在保證計(jì)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(shí)驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了高超聲速飛行器艙內(nèi)壓力的預(yù)測(cè)，可為其充排氣系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)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(shí)驗(yàn)手段相比，所采用的cfd數(shù)值模擬方法能夠有效改善計(jì)算精度，并大幅節(jié)約時(shí)間和經(jīng)費(fèi)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(jì)算得到的重排氣系數(shù)修正理想質(zhì)量流率得到實(shí)際質(zhì)量流率，能夠顯著提高求解效率，節(jié)省計(jì)算資源；

(4)、本發(fā)明通過(guò)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(gè)計(jì)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(jì)算效率；

(5)、本發(fā)明還給出沿飛行彈道各個(gè)時(shí)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(jì)提供依據(jù)。

附圖說(shuō)明

圖1為飛行器艙內(nèi)壓力預(yù)測(cè)方法流程圖；

圖2為帶充排氣系統(tǒng)的高超聲速飛行器簡(jiǎn)化圖；

圖3為典型彈道點(diǎn)下飛行器底部封閉流場(chǎng)圖；

圖4為飛行器底部封閉時(shí)充排氣孔中心壓力值沿彈道的變化；

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

圖6為典型彈道點(diǎn)下飛行器底部通氣流場(chǎng)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(lái)流壓力、機(jī)身后艙艙內(nèi)壓力及艙內(nèi)相對(duì)壓力沿彈道的變化。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合實(shí)例，說(shuō)明本發(fā)明的具體實(shí)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(guò)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(cè)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(guò)cfd數(shù)值模擬方法計(jì)算得到飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的艙外壓力，以飛行器待測(cè)飛行段典型彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的時(shí)間t作為自變量，對(duì)其進(jìn)行擬合，得到飛行器待測(cè)飛行段艙外壓力函數(shù)pe(t)，所述典型彈道點(diǎn)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(shí)驗(yàn)手段相比，能夠有效改善計(jì)算精度，并大幅節(jié)約時(shí)間和經(jīng)費(fèi)成本，本實(shí)施例中，首先，采用cfd數(shù)值模擬方法計(jì)算得到飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)處的底部流場(chǎng)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(shì)，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(jì)算m個(gè)不同艙內(nèi)外壓力比所對(duì)應(yīng)的飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)典型彈道點(diǎn)下充排氣系數(shù)，以飛行器待測(cè)飛行段典型彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的時(shí)間t作為自變量，分別對(duì)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(cè)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(gè)點(diǎn)，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(shí)驗(yàn)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(lèi)型飛行器的實(shí)際飛行數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)獲得，也可以通過(guò)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(shí)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(chǎng)計(jì)算時(shí)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(lèi)型設(shè)置為壓力出口邊界條件類(lèi)型，設(shè)置機(jī)身后艙的最上游邊界值為pin，在計(jì)算中改變此邊界上的壓力值即pin，通過(guò)數(shù)值模擬得到不同pe/pin下通氣流場(chǎng)計(jì)算收斂之后該壓力出口邊界上的質(zhì)量流率作為實(shí)際質(zhì)量流率再將pe與pin代入公式計(jì)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(diǎn)下采用cfd數(shù)值模擬得到的飛行器底部通氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

圖7給出了采用上述方法計(jì)算得到的飛行器再入返回階段典型彈道點(diǎn)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(cè)飛行段初始彈道點(diǎn)開(kāi)始，按照固定時(shí)間間隔，對(duì)飛行器待測(cè)飛行段每個(gè)彈道點(diǎn)，執(zhí)行如下步驟計(jì)算得到每個(gè)彈道點(diǎn)對(duì)應(yīng)的艙內(nèi)壓力pin(tk)，tk＝t0+k×δt，k＝0～n，n為彈道點(diǎn)數(shù)：

(3a)、令k＝0，根據(jù)飛行器待測(cè)飛行段初始彈道點(diǎn)處的艙內(nèi)壓力pin(tk)、艙內(nèi)體積v、艙內(nèi)溫度tin(tk)，計(jì)算出艙內(nèi)氣體的初始質(zhì)量m(tk)，計(jì)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(gè)彈道點(diǎn)處的艙外壓力pe(tk)、艙內(nèi)壓力pin(tk)，計(jì)算第k個(gè)彈道點(diǎn)的理想質(zhì)量流率

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

式中，tin(tk)為第k個(gè)彈道點(diǎn)處對(duì)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(duì)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(huì)通過(guò)充排氣孔向外排放，理想質(zhì)量流率的計(jì)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(gè)彈道點(diǎn)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(duì)第k個(gè)彈道點(diǎn)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(gè)彈道點(diǎn)處實(shí)際艙內(nèi)外壓力對(duì)應(yīng)的充排氣系數(shù)cd(tk)；

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

(3e)、計(jì)算第k+1個(gè)彈道點(diǎn)與第k個(gè)彈道點(diǎn)時(shí)間間隔δt內(nèi)的質(zhì)量流量δm，根據(jù)該質(zhì)量流量δm，計(jì)算第k+1個(gè)彈道點(diǎn)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(jì)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(gè)彈道點(diǎn)處的艙內(nèi)相對(duì)壓力為δp(tk+1)：

δp(tk+1)＝p∞(tk+1)-pin(tk+1)

從而，得到整個(gè)待測(cè)飛行段的艙內(nèi)相對(duì)壓力。

所述外部大氣的環(huán)境壓力p∞(tk+1)為第k+1個(gè)彈道點(diǎn)大氣環(huán)境壓力，根據(jù)高度不同而不同，可以根據(jù)查詢(xún)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(gè)待測(cè)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(cè)方法，給出了沿飛行彈道各時(shí)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(cè)方法，在保證計(jì)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(shí)驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了高超聲速飛行器艙內(nèi)壓力的預(yù)測(cè)，可為其充排氣系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供重要的參考和依據(jù)。

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