降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构与流程

本发明涉及降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构，主要用于降低尾翼与舱体连接处的气动加热，适用于飞行器气动热环境设计领域。

背景技术：

为获得包含尾翼的飞行器气动热环境及其周边空间流场，需要采用基于navier-stocks的计算方法。

飞行器尾翼在飞行过程中会对翼前缘与飞行器连接处附近的舱体产生较严重的干扰加热，使舱段内的设备有受热过高的隐患，危害飞行安全。针对这种问题，现有的解决方法主要是采用更高性能的热防护材料或者改用更加厚的隔热层，但是这种方法往往会带来成本过高或者重量超重的问题。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服常规尾翼外形的不足，提出降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构，以降低舱体与翼前缘连接处的气动热环境。

本发明解决技术的方案是：降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法，该方法包括如下步骤：

(1)、对包含尾翼的飞行器进行气动热仿真计算，得到飞行器气动热环境及其周边空间流场，所述气动热环境包括飞行器表面的热流分布及其周边空间流场内的速度、温度、压力以及密度分布；

(2)、基于飞行器舱体热环境要求以及步骤(1)计算所得的尾翼及其附近区域热流分布，确定尾翼和舱体连接处热流不满足热环境要求的区域；

(3)、基于步骤(1)计算所得的飞行器周边空间流场的速度分布，获得飞行器舱体与尾翼前缘连接处流场的边界层厚度；

(4)、对尾翼进行优化：自尾翼前缘与舱体的连接处起，沿飞行器舱体表面从前至后移除一部分尾翼实体，使得尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向，间隙在飞行器轴向上的站位大于等于步骤(2)仿真得到的不满足热环境要求区域在飞行器轴向上的站位，间隙在飞行器径向的范围大于等于步骤(3)得到的边界层厚度；

(5)、对带有优化尾翼的飞行器热环境进行仿真预示，验证热环境的改进效果，若满足飞行器舱体热环境要求，则将步骤(4)确定的优化尾翼为最优尾翼，结束；若不满足，则重复步骤(2)～步骤(5)。

优选的，所述热环境要求是指指定区域内的热流不能超过限定值。

优选地，所述步骤(3)基于飞行器周边空间热流的速度分布，获取速度等于99％来流速度值的空间等值面，该等值面在舱体与尾翼前缘连接处距舱体的高度即为所述边界层厚度。

优选地，所述步骤(1)和步骤(5)基于n-s方程，采用数值计算方法对包含尾翼的飞行器进行气动热仿真。

本发明的另一个技术解决方案是提供了降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化结构，所述尾翼的底部并非全部与舱体相连，尾翼前端连接处向后一定距离被切去后，底部呈台阶状，使尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向。

优选地，翼舱体连接处面与面之间转角处设置倒角。

优选地，所述优化后尾翼与舱体的连接处位于飞行器舱体热环境需求中所规定的薄弱区域的下游。

优选地，所述间隙在飞行器径向的范围超过当地舱体的边界层厚度。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明通过迭代仿真的方法对优化尾翼进行不断验证，在保证飞行器气动特性不变的前提下，实现了有效降低舱体-尾翼前缘连接处热环境的目的；

(2)、本发明采用移除部分尾翼与舱体的连接的方法对飞行器尾翼进行局部优化，移除了部分尾翼与舱体的连接，在一定程度上降低了飞行器重量。

附图说明

图1为本发明实施例的降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法流程。

图2为本发明实施例中尾翼-舱体连接处优化前的热流分布示意图(俯视图)。

图3为本发明实施例中尾翼-舱体连接处优化前的边界层示意图(正视图)。

图4为本发明实施例中优化后尾翼与舱体的连接处结构示意图。

图5为本发明实施例中优化后尾翼与舱体的连接处热流分布示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明提供了降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法，该方法包括如下步骤：

(1)、对包含尾翼的飞行器进行气动热仿真计算，得到飞行器气动热环境及其周边空间流场，所述气动热环境包括飞行器表面的热流分布及其周边空间流场内的速度、温度、压力以及密度分布；

(2)、基于飞行器舱体热环境要求以及步骤(1)计算所得的尾翼及其附近区域热流分布，确定尾翼和舱体连接处热流不满足热环境要求的区域；

(3)、基于步骤(1)计算所得的飞行器周边空间流场的速度分布，获得飞行器舱体与尾翼前缘连接处流场的边界层厚度；

(4)、对尾翼进行优化：自尾翼前缘与舱体的连接处起，沿飞行器舱体表面从前至后移除一部分尾翼实体，使得尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向，间隙在飞行器轴向上的站位大于等于步骤(2)仿真得到的不满足热环境要求区域在飞行器轴向上的站位，间隙在飞行器径向的范围大于等于步骤(3)得到的边界层厚度；

(5)、对带有优化尾翼的飞行器热环境进行仿真预示，验证热环境的改进效果，若满足飞行器舱体热环境要求，则将步骤(4)确定的优化尾翼为最优尾翼，结束；若不满足，则重复步骤(2)～步骤(5)。

一般情况下，所述热环境要求是指指定区域内的热流不能超过限定值。

优选地，所述步骤(3)基于飞行器周边空间热流的速度分布，获取速度等于99％来流速度值的空间等值面，该等值面在舱体与尾翼前缘连接处距舱体的高度即为所述边界层厚度。

优选地，所述步骤(1)和步骤(5)基于n-s方程，采用数值计算方法对包含尾翼的飞行器进行气热仿真。

本发明提供的另一个技术方案是：降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化结构所述尾翼的底部并非全部与舱体相连，尾翼前端连接处向后一定距离被切去后，底部呈台阶状，使尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向，

优选的，翼舱体连接处面与面之间转角处设置倒角。

所述优化后尾翼与舱体的连接处位于飞行器舱体热环境需求中所规定的薄弱区域的下游。

优选的，所述间隙在飞行器径向的范围超过当地舱体的边界层厚度。

实施例：

如图1所示，本发明提供了一种降低翼舱体连接处气动加热的尾翼局部外形优化方法，该方法的步骤如下：

(1)、根据示例外形与飞行工况，采用基于n-s方程的数值计算方法，计算飞行器的热环境和周边流场。

(2)、所得尾翼-舱体连接处热流分布如图2所示，连接处形成了高热流区，呈u形分布，最高约为280kw/m²，下游达到82kw/m²。根据示例中飞行器舱体热环境要求，翼前缘至下游200mm的舱段无法承受高于70kw/m²的热流，需要通过优化尾翼结构降低此处的高热流。

(3)、所得尾翼-舱体连接处边界层如图3所示，连接处边界层厚度约为8mm。

(4)、对尾翼进行优化，自其前缘与舱体的连接处起，移除部分尾翼实体，在该位置构造出一段间隙，该间隙长度需大于200mm，高度需高于8mm，最终确定的间隙长220mm，高10mm，如图4所示。

(5)、基于n-s方程，采用数值计算方法，对采用优化尾翼的飞行器热环境进行仿真预示，验证热环境的改进效果，结果如图5所示，原舱段区域热流降低至不高于52kw/m²，满足飞行器的舱体热环境要求。

本发明通过移除特定区域处的部分尾翼实体，可以有效降低该处舱体的热环境。基于对飞行器气动热环境分布以及空间流场特定区域边界层厚度的确定，可以为尾翼优化的具体方案提供指导依据。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。