空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法与流程

1.本发明属于空天飞机气动热环境模拟技术领域，尤其是涉及一种空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法。


背景技术：

2.航空航天飞机，简称空天飞机，在现在和未来的航空发展中的地位越来越重要，随着空天飞机的不断发展，为了适应更高的飞行马赫数，飞行器的外壳中有部分为光滑平面，在对这部分外壳进行地面试验的气动热环境模拟时，需要将辐射元件排布成尽量小的单元且等距贴合在飞机平面壳体上，而由于单元边界相互影响，常规的热流场分区方式存在温区交界处热流不可控、温区热流场控制和反馈受临近温区影响等因素，不利于地面试验气动热环境的模拟。为了减少在模拟试验中相邻两个温区之间相互影响，可在相邻两个温区之间安装遮光板来起到遮挡作用，通过气动热环境模拟得到飞机平面壳体的热流场模型；理论上遮光板下沿需紧贴飞机平面壳体，两边温区就不会有相互干涉，但试验中飞机平面壳体会有变形，会在多个方向上有位移，可能会对遮光板造成挤压，也可能位移以后遮光板没办法发挥原来的遮光效果，所以遮光板下沿不能紧贴飞机平面壳体，因此需要通过分析遮光板的安装位置，以便得到更准确的飞机平面壳体的热流场模型。


技术实现要素：

3.本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，通过将待加热平面等效至二维平面内，通过分析遮光板的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量，无需设计新型元件；利用相似三角形定律，可得出任一相邻两个待加热平面单元之间的遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离的取值范围，有效减小飞机平面壳体中相邻两个加热临区之间的热流场影响。
4.为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：步骤一、确定飞机平面壳体的待加热平面和加热元件之间的加热距离：根据ansys的thermal模块对待加热平面进行热流场分析，依据待加热平面的热流密度和热流温度要求，得到待加热平面和加热元件之间的加热距离h；将待加热平面和加热元件等比例提取至二维平面内；其中，二维平面内的加热元件的底面和待加热平面的表面之间的垂直距离为h；步骤二、划分待加热平面和加热元件：按照ansys的thermal模块中的热流场分析结果，对待加热平面进行划分，得到多个阵列布设的待加热平面单元；同时根据所述待加热平面的分区方法，对所述加热元件也进行划分，得到多个阵列布设的加热平面单元，所述加热平面单元的数量和所述待加热平面单元的数量相等且一一对应；步骤三、确定遮光板的安装位置：在每个安装区内均插装遮光板，所述遮光板的竖
向中心线和所述安装区的中心线重合，且插装在所述安装区内的所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离为s；其中，确定插装在每个所述安装区内的所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离的方法均相同，确定任一安装区内的遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离的过程如下：步骤301、选取相邻的两个待加热平面单元，分别设定为第一待加热平面单元和第二待加热平面单元，在二维等效图中确定所述第一待加热平面单元的加热距离l1和所述第二待加热平面单元的加热距离l2；步骤302、确定在第一待加热平面单元对第二待加热平面单元影响下遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离，过程如下：步骤3021、将二维等效图中的所述第一待加热平面单元的加热距离l1和所述第二待加热平面单元的加热距离l2进行比较，当时，执行步骤3022，否则，执行步骤303；步骤3022、作所述遮光板靠近所述第一待加热平面单元的底部顶点a和所述第一待加热平面单元远离所述遮光板的端部在所述加热平面单元上的投影点o之间的连线oa，延伸连线oa,与所述第二待加热平面单元表面的交点为点b，所述第二待加热平面单元靠近所述遮光板的端点c和交点b之间的长度为加热影响长度l3，根据相似三角形定律可得，δbad和δbok相似，所以,则;其中，b为所述遮光板的厚度，d为安装区的宽度,s1为确定所述第一待加热平面单元对第二待加热平面单元的加热影响时所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离；步骤3023、根据测试要求可知，第一待加热平面单元对第二待加热平面单元的加热影响长度,综合步骤3022中的公式可得，,综合步骤3022中的公式可得，，则确定所述第一待加热平面单元对第二待加热平面单元的加热影响时所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离s1为插装在所述安装区内的所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离s；步骤303、确定在第二待加热平面单元对第一待加热平面单元影响下遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离，过程如下：步骤3031、作所述遮光板靠近所述第二待加热平面单元的底部顶点f和所述第二待加热平面单元远离所述遮光板的端部在所述加热平面单元上的投影点e之间的连线ef，延伸连线ef,与所述第一待加热平面单元表面的交点为点g，所述第一待加热平面单元靠近所述遮光板的端点i和交点g之间的长度为加热影响长度l4，根据相似三角形定律可得，δgfm和δgen相似，所以,则;其中，b为所述遮光板的厚度，d为安装区的宽度,s2为确定所述第二待加热平面单元对第一待加热平面单元的加热影响时所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离；步骤3032、根据测试要求可知，第二待加热平面单元对第一待加热平面单元的加
热影响长度,综合步骤3031中的公式可得，，则确定所述第二待加热平面单元对第一待加热平面单元的加热影响时所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离s2为插装在所述安装区内的所述遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离s；步骤四、确定等效模型：根据步骤三中确定的遮光板的安装位置，在相邻的两个待加热平面单元之间均插装遮光板，多个所述遮光板组成插装在所述待加热平面内的遮光板组件，确定等效模型。
5.上述的空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：步骤一中，所述加热距离h的取值范围为50mm~80mm。
6.上述的空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：步骤三中，在相邻两个所述待加热平面单元中，将一个所述待加热平面单元的顶面和所述加热平面单元的底面之间的矩形区域设定为第一过渡区，另一个所述待加热平面单元的顶面和所述加热平面单元的底面之间的矩形区域设定为第二过渡区，所述第一过渡区和所述第二过渡区之间的矩形区域设定为安装区。
7.上述的空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，其特征在于：步骤三中，所述遮光板的厚度小于1mm。
8.本发明与现有技术相比具有以下优点：1、本发明通过将待加热平面等效至二维平面内，通过分析遮光板的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量，无需设计新型元件，减小飞机平面壳体相邻两个待加热平面单元之间的热流场影响，加工周期短，加工难度低、安装便捷。
9.2、本发明对组成待加热平面进行温区划分，分别对相邻的两个待加热平面单元之间的热流场影响进行分析，得出为减小相邻的两个待加热平面单元之间的热流场影响的情况下，遮光板的安装位置，方法步骤简单，减小热流场影响的效果明显。
10.3、本发明先通过对安装在相邻两个待加热平面单元之间的遮光板的位置进行分析、确定，可在待加热平面内准确确定遮光板的安装位置，在待加热平面内的所有相邻的两个待加热平面单元之间安装遮光板，形成等效模型，便于后续试验。
11.4、本发明中利用相似三角形定律，可得出任一相邻两个待加热平面单元之间的遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离的取值范围，有效减小飞机平面壳体中相邻两个加热临区之间的热流场影响。
12.综上所述，本发明通过将待加热平面等效至二维平面内，通过分析遮光板的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量，无需设计新型元件；利用相似三角形定律，可得出任一相邻两个待加热平面单元之间的遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离的取值范围，有效减小飞机平面壳体中相邻两个加热临区之间的热流场影响。
13.下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
14.图1为本发明待加热平面和加热元件的位置关系示意图。
15.图2为本发明确定第一待加热平面单元对第二待加热平面单元的加热影响时遮光板与两个温区的位置关系示意图。
16.图3为确定第二待加热平面单元对第一待加热平面单元的加热影响时遮光板与两个温区的位置关系示意图。
17.图4为本发明的方法流程框图。
18.附图标记说明:1—第一待加热平面单元；2—第二待加热平面单元；3—安装区；4—遮光板；5—第一过渡区；6—第二过渡区;7—加热元件；8—待加热平面；9—加热平面单元。
具体实施方式
19.如图1至图4所示的空天飞机平面外壳气动热环境模拟用等效模型确定方法，该方法包括以下步骤：步骤一、确定飞机平面壳体的待加热平面和加热元件之间的加热距离：根据ansys的thermal模块对待加热平面8进行热流场分析，依据待加热平面8的热流密度和热流温度要求，得到待加热平面8和加热元件7之间的加热距离h；将待加热平面8和加热元件7等比例提取至二维平面内；其中，二维平面内的加热元件7的底面和待加热平面8的表面之间的垂直距离为h；步骤二、划分待加热平面和加热元件：按照ansys的thermal模块中的热流场分析结果，对待加热平面8进行划分，得到多个阵列布设的待加热平面单元；同时根据所述待加热平面8的分区方法，对所述加热元件7也进行划分，得到多个阵列布设的加热平面单元9，所述加热平面单元9的数量和所述待加热平面单元的数量相等且一一对应；步骤三、确定遮光板的安装位置：在每个安装区3内均插装遮光板4，所述遮光板4的竖向中心线和所述安装区3的中心线重合，且插装在所述安装区3内的所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离为s；其中，确定插装在每个所述安装区3内的所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离的方法均相同，确定任一安装区3内的遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离的过程如下：步骤301、选取相邻的两个待加热平面单元，分别设定为第一待加热平面单元1和第二待加热平面单元2，在二维等效图中确定所述第一待加热平面单元1的加热距离l1和所述第二待加热平面单元2的加热距离l2；步骤302、确定在第一待加热平面单元对第二待加热平面单元影响下遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离，过程如下：步骤3021、将二维等效图中的所述第一待加热平面单元1的加热距离l1和所述第二待加热平面单元2的加热距离l2进行比较，当时，执行步骤3022，否则，执行步骤303；步骤3022、作所述遮光板4靠近所述第一待加热平面单元1的底部顶点a和所述第一待加热平面单元1远离所述遮光板4的端部在所述加热平面单元9上的投影点o之间的连线oa，延伸连线oa,与所述第二待加热平面单元2表面的交点为点b，所述第二待加热平面单元2靠近所述遮光板4的端点c和交点b之间的长度为加热影响长度l3，根据相似三角形定律
可得，δbad和δbok相似，所以,则;其中，b为所述遮光板4的厚度，d为安装区3的宽度,s1为确定所述第一待加热平面单元1对第二待加热平面单元2的加热影响时所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离；步骤3023、根据测试要求可知，第一待加热平面单元1对第二待加热平面单元2的加热影响长度,综合步骤3022中的公式可得，，则确定所述第一待加热平面单元1对第二待加热平面单元2的加热影响时所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离s1为插装在所述安装区3内的所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离s；步骤303、确定在第二待加热平面单元对第一待加热平面单元影响下遮光板的底部和安装区的底面之间的垂直距离，过程如下：步骤3031、作所述遮光板4靠近所述第二待加热平面单元2的底部顶点f和所述第二待加热平面单元2远离所述遮光板4的端部在所述加热平面单元9上的投影点e之间的连线ef，延伸连线ef,与所述第一待加热平面单元1表面的交点为点g，所述第一待加热平面单元1靠近所述遮光板4的端点i和交点g之间的长度为加热影响长度l4，根据相似三角形定律可得，δgfm和δgen相似，所以,则;其中，b为所述遮光板4的厚度，d为安装区3的宽度,s2为确定所述第二待加热平面单元2对第一待加热平面单元1的加热影响时所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离；步骤3032、根据测试要求可知，第二待加热平面单元2对第一待加热平面单元1的加热影响长度,综合步骤3031中的公式可得，，则确定所述第二待加热平面单元2对第一待加热平面单元1的加热影响时所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离s2为插装在所述安装区3内的所述遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离s；步骤四、确定等效模型：根据步骤三中确定的遮光板4的安装位置，在相邻的两个待加热平面单元之间均插装遮光板4，多个所述遮光板4组成插装在所述待加热平面8内的遮光板组件，确定等效模型。
20.本发明中通过将待加热平面8等效至二维平面内，通过分析遮光板4的安装位置，在现有的试验条件下，通过控制单一变量，无需设计新型元件，减小飞机平面壳体相邻两个待加热平面单元之间的热流场影响，加工周期短，加工难度低、安装便捷。
21.本发明对组成待加热平面8进行温区划分，分别对相邻的两个待加热平面单元之间的热流场影响进行分析，得出为减小相邻的两个待加热平面单元之间的热流场影响的情况下，遮光板4的安装位置，方法步骤简单，减小热流场影响的效果明显。
22.本发明先通过对安装在相邻两个待加热平面单元之间的遮光板4的位置进行分析、确定，可在待加热平面8内准确确定遮光板4的安装位置，在待加热平面8内的所有相邻
的两个待加热平面单元之间安装遮光板4，形成等效模型，便于后续试验。
23.本发明中利用相似三角形定律，可得出任一相邻两个待加热平面单元之间的遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离的取值范围，有效减小飞机平面壳体中相邻两个加热临区之间的热流场影响。
24.实际使用时，确定在第二待加热平面单元2对第一待加热平面单元1影响下遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离，或者确定在第一待加热平面单元1对第二待加热平面单元2影响下遮光板4的底部和安装区3的底面之间的垂直距离均大于零，排除遮光板4的底部和所述安装区3的底面之间直接接触的情况。
25.实际使用时，对飞机平面壳体进行温区划分时，可分为呈阵列式排布的多个待加热平面单元，因此在沿飞机平面壳体的长度方向上的相邻两个待加热平面单元之间需安装遮光板4，在沿沿飞机平面壳体的宽度方向上的相邻两个待加热平面单元之间也需安装遮光板4；在确定沿飞机平面壳体的长度方向上的相邻两个待加热平面单元之间的遮光板4的位置时，所述第一待加热平面单元1的加热距离l1和所述第二待加热平面单元2的加热距离l2均为该待加热平面单元的加热长度；在确定沿飞机平面壳体的宽度方向上的相邻两个待加热平面单元之间的遮光板4的位置时，所述第一待加热平面单元1的加热距离l1和所述第二待加热平面单元2的加热距离l2均为该待加热平面单元的加热宽度。
26.本实施例中，步骤一中，所述加热距离h的取值范围为50mm~80mm。
27.本实施例中，步骤三中，在相邻两个所述待加热平面单元中，将一个所述待加热平面单元的顶面和所述加热平面单元9的底面之间的矩形区域设定为第一过渡区5，另一个所述待加热平面单元的顶面和所述加热平面单元9的底面之间的矩形区域设定为第二过渡区6，所述第一过渡区5和所述第二过渡区6之间的矩形区域设定为安装区3。
28.本实施例中，步骤三中，所述遮光板4的厚度小于1mm。
29.需要说明的是，所述遮光板4选取的是氮化硅隔热遮光板，为了在考虑所述遮光板4自重的情况下，为了便于安装遮光板4，其厚度应小于1mm。
30.以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。