本發(fā)明屬于飛行器
技術(shù)領(lǐng)域：
，尤其涉及一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
：高超聲速滑翔機(jī)動(dòng)飛行器在飛行過程中與周圍大氣產(chǎn)生劇烈摩擦，飛行器面臨嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱環(huán)境；對(duì)于控制舵區(qū)域，由于存在舵與艙體縫隙、舵軸/艙體轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙及舵軸等局部復(fù)雜結(jié)構(gòu)并且需要來回?cái)[動(dòng)以調(diào)整飛行器姿態(tài)，控制舵及周圍區(qū)域熱環(huán)境嚴(yán)酷并且分布十分復(fù)雜，尤其以空氣舵縫隙區(qū)域(舵軸、舵軸附近艙體及舵縫隙入口等區(qū)域)的熱環(huán)境嚴(yán)重并且難以預(yù)示。通常情況下，對(duì)于飛行器熱環(huán)境分布復(fù)雜的區(qū)域需經(jīng)地面試驗(yàn)進(jìn)行研究分析以驗(yàn)證設(shè)計(jì)方法，控制舵及艙體試驗(yàn)往往采取縮比試驗(yàn)進(jìn)行熱環(huán)境規(guī)律的分析，而由此帶來的尺度效應(yīng)對(duì)于控制舵縫隙區(qū)域熱環(huán)境影響無(wú)法消除；并且受制于風(fēng)洞設(shè)備能力，風(fēng)洞試驗(yàn)難以復(fù)現(xiàn)真實(shí)飛行環(huán)境，所測(cè)得的氣動(dòng)熱環(huán)境數(shù)據(jù)也無(wú)法直接應(yīng)用于飛行器的氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)。而舵軸及舵軸附近艙體往往是飛行試驗(yàn)防熱風(fēng)險(xiǎn)嚴(yán)重的區(qū)域，因此空氣舵縫隙區(qū)域成為熱環(huán)境預(yù)示及防熱設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。從現(xiàn)有技術(shù)來看，飛行器的流態(tài)預(yù)示具有一定技術(shù)基礎(chǔ)，有一套可用于簡(jiǎn)單外形工程設(shè)計(jì)的預(yù)示方法。對(duì)于簡(jiǎn)單外形飛行器迎風(fēng)面流態(tài)的預(yù)示，采用工程經(jīng)驗(yàn)方法獲得物體表面流態(tài)的變化已廣泛應(yīng)用于工程實(shí)際中，較為常用的工程經(jīng)驗(yàn)方法有：(1)根據(jù)碳－酚醛端頭的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)總結(jié)的與邊界層外緣馬赫數(shù)相關(guān)聯(lián)的公式；(2)根據(jù)鎢鉬燒蝕端頭，表面附有明顯的燒蝕融化層，用動(dòng)量厚度雷諾數(shù)與邊界層外緣馬赫數(shù)以及層流微觀粗糙度相關(guān)聯(lián)的轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則；(3)用動(dòng)量厚度雷諾數(shù)與層流粗糙度關(guān)聯(lián)的轉(zhuǎn)捩公式。然而，根據(jù)以上相應(yīng)的準(zhǔn)則雖然可以獲得簡(jiǎn)單外形飛行器迎風(fēng)面流態(tài)的變化并在工程上應(yīng)用于不同流態(tài)的氣動(dòng)熱環(huán)境的設(shè)計(jì)，但是，對(duì)于迎風(fēng)面控制艙帶有控制舵的這種復(fù)雜飛行器外形，無(wú)論是工程經(jīng)驗(yàn)方法、數(shù)值方法還是理論方法均不能準(zhǔn)確預(yù)示控制舵區(qū)域的流態(tài)。如何解決高超聲速滑翔飛行器彈道條件復(fù)雜流態(tài)情況下的控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境設(shè)計(jì)的問題是本領(lǐng)域技術(shù)人員亟需解決的問題之一。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明的技術(shù)解決問題：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法，解決了高超聲速滑翔飛行器彈道條件下控制舵舵縫隙區(qū)域流態(tài)復(fù)雜、難以預(yù)測(cè)，并且熱環(huán)境嚴(yán)重，造成局部防熱風(fēng)險(xiǎn)較難評(píng)估的問題，能夠有效降低防隔熱設(shè)計(jì)不確定度并避免飛行器局部區(qū)域防熱設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)。為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開了一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法，包括：基于飛行器簡(jiǎn)化外形，采用氣動(dòng)熱工程預(yù)示方法開展氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示，得到氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果；根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化，并根據(jù)所述控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化，確定流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段；針對(duì)流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，從所述流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段中選擇多組典型彈道點(diǎn)，對(duì)所述多組典型彈道點(diǎn)開展不同流態(tài)情況下真實(shí)外形的飛行器熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到飛行器控制舵縫隙區(qū)域的熱流分布；根據(jù)所述飛行器控制舵縫隙區(qū)域的熱流分布，對(duì)多組同一典型彈道點(diǎn)在不同流態(tài)情況下的舵縫隙區(qū)域熱流進(jìn)行對(duì)比；當(dāng)同一典型彈道點(diǎn)在湍流流態(tài)下的舵縫隙區(qū)域熱流不大于層流流態(tài)下的舵縫隙區(qū)域熱流時(shí)，選用層流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第一計(jì)算結(jié)果；根據(jù)所述第一計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第一修正結(jié)果；根據(jù)所述第一修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。在上述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法中，所述流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，包括：從湍流變?yōu)閷恿鞯牡谝粡椀罆r(shí)間段和從層流變?yōu)橥牧鞯牡诙椀罆r(shí)間段。在上述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法中，所述方法還包括：根據(jù)所述控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化情況，確定流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段；針對(duì)流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，若根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定在所述未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段內(nèi)控制舵舵軸截面位置的流態(tài)為層流流態(tài)，選用層流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第二計(jì)算結(jié)果；根據(jù)所述第二計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第二修正結(jié)果；根據(jù)所述第二修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。在上述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法中，所述方法還包括：針對(duì)流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，若根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定在所述未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段內(nèi)控制舵舵軸截面位置的流態(tài)為湍流流態(tài)，選用湍流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第三計(jì)算結(jié)果；根據(jù)所述第三計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第三修正結(jié)果；根據(jù)所述第三修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。在上述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法中，所述基于飛行器簡(jiǎn)化外形，采用氣動(dòng)熱工程預(yù)示方法開展氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示，得到氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果，包括：在攻角為零時(shí)：當(dāng)飛行器邊界層外緣雷諾數(shù)等于轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)時(shí)，確定轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)，根據(jù)如下公式(1)計(jì)算攻角為零時(shí)的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)(retrb)α＝0°，以及，根據(jù)如下公式(2)計(jì)算轉(zhuǎn)捩區(qū)長(zhǎng)度：其中，下標(biāo)“tr”表示轉(zhuǎn)捩，下標(biāo)“trb”表示轉(zhuǎn)捩起始；re表示雷諾數(shù)，mae表示邊界層外緣雷諾數(shù)，α表示攻角，s表示流線長(zhǎng)度；在攻角不為零時(shí)：根據(jù)如下公式(3)計(jì)算轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)的軸向位置xtrb：其中，x表示軸線位置，表示軸向方位角；在飛行器邊界層邊從層流發(fā)展到完全湍流的過程中，根據(jù)轉(zhuǎn)捩間歇因子進(jìn)行氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示；其中，根據(jù)如下公式(4)計(jì)算轉(zhuǎn)捩間歇因子w：w＝0.5{1+ttanh[5(s-strb)/δstr-2.5]}........公式(4)其中，0≤w≤1；當(dāng)w＝0時(shí)，表示飛行器邊界層邊為完全層流狀態(tài)；當(dāng)w＝1時(shí)，表示飛行器邊界層邊為完全湍流狀態(tài)；當(dāng)0<w<1時(shí)，表示轉(zhuǎn)捩流態(tài)。在上述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法中，所述針對(duì)流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，從所述流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段中選擇多組典型彈道點(diǎn)，對(duì)所述多組典型彈道點(diǎn)開展不同流態(tài)情況下真實(shí)外形的飛行器熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到飛行器控制舵縫隙區(qū)域的熱流分布，包括：通過求解n-s方程對(duì)所述多組典型彈道點(diǎn)開展不同流態(tài)情況下真實(shí)外形的飛行器熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算：其中，為求解矢量，為無(wú)粘通量，為粘性通量。本發(fā)明具有以下優(yōu)點(diǎn)：(1)傳統(tǒng)方法對(duì)于空氣舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境設(shè)計(jì)往往通過經(jīng)驗(yàn)或者少量試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行外推，可用的數(shù)據(jù)樣本少并且理論性不強(qiáng)，設(shè)計(jì)結(jié)果難以保證，本發(fā)明的設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)基于cfd(computationalfluiddynamics，計(jì)算流體動(dòng)力學(xué))計(jì)算結(jié)果，可以生成較大的數(shù)據(jù)樣本且數(shù)據(jù)可靠性高，使設(shè)計(jì)結(jié)果既能有效降低防隔熱設(shè)計(jì)不確定度又能避免飛行器局部區(qū)域防熱設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)。(2)傳統(tǒng)方法對(duì)于空氣舵區(qū)域的流態(tài)既無(wú)法準(zhǔn)確預(yù)示，又難以給出熱環(huán)境設(shè)計(jì)時(shí)流態(tài)選取準(zhǔn)則，本發(fā)明通過大量的cfd計(jì)算及理論分析，能夠給出控制舵區(qū)域氣動(dòng)熱環(huán)境設(shè)計(jì)時(shí)流態(tài)的選取準(zhǔn)則，并將轉(zhuǎn)捩工程判據(jù)方法和cfd計(jì)算結(jié)果結(jié)合起來，兼具工程性和理論性。附圖說明圖1是本發(fā)明實(shí)施例中一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法的步驟流程圖；圖2是本發(fā)明實(shí)施例中一種控制舵舵軸截面處轉(zhuǎn)捩間歇因子沿彈道時(shí)間的變化示意圖；圖3是本發(fā)明實(shí)施例中一種控制舵舵軸截面處熱流沿彈道時(shí)間的變化示意圖；圖4是本發(fā)明實(shí)施例中某狀態(tài)不同流態(tài)控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比示意圖；圖5是本發(fā)明實(shí)施例中某風(fēng)洞測(cè)熱試驗(yàn)不同流態(tài)條件下舵軸及舵軸前方艙體熱流大小比較示意圖；圖6是本發(fā)明實(shí)施例中一種控制舵縫隙舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境設(shè)計(jì)結(jié)果示意圖；圖7是本發(fā)明實(shí)施例中又一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法的步驟流程圖。具體實(shí)施方式為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明公共的實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)描述。飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境的設(shè)計(jì)技術(shù)經(jīng)過近幾十年的發(fā)展也有了長(zhǎng)足的進(jìn)步，不僅對(duì)于簡(jiǎn)單的平板、錐、前緣外形有很好的預(yù)示精度，并且對(duì)于帶翼、舵的飛行器也可以通過數(shù)值方法獲得較高的預(yù)示精度用于飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境的設(shè)計(jì)。對(duì)于帶翼、舵的復(fù)雜外形飛行器三維表面熱流求解，通常采用數(shù)值求解n-s(navier-stokes)方程的方法獲得，具體做法為：采用有限體積法或有限差分法數(shù)值離散n-s方程，并采用一定的數(shù)值方法對(duì)空間項(xiàng)和時(shí)間項(xiàng)進(jìn)行離散，然后迭代求解可獲得物體表面熱流。湍流情況下，工程上一般采用構(gòu)建湍流模型的方法進(jìn)行求解?；栾w行器高空滑翔之后下壓落地，不可避免地會(huì)面臨流態(tài)變化的問題，不同流態(tài)對(duì)應(yīng)飛行器的熱環(huán)境差別十分顯著，因此采用數(shù)值方法進(jìn)行控制舵區(qū)域的熱環(huán)境預(yù)示時(shí)，流態(tài)的選擇是一個(gè)重要的問題?？梢?，對(duì)于高超聲速滑翔飛行器控制舵舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)，不可避免地要面臨流態(tài)變化的問題，如何處理復(fù)雜流態(tài)下的控制舵縫隙區(qū)域的氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)問題，使之能夠滿足飛行試驗(yàn)的要求，目前依然是個(gè)難題。本發(fā)明公開了一種控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法，解決了高超聲速滑翔飛行器彈道條件下控制舵舵縫隙區(qū)域流態(tài)復(fù)雜、難以預(yù)測(cè)，并且熱環(huán)境嚴(yán)重，造成局部防熱風(fēng)險(xiǎn)較難評(píng)估的問題，能夠有效降低防隔熱設(shè)計(jì)不確定度并避免飛行器局部區(qū)域防熱設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)。參照?qǐng)D1，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法的步驟流程圖。在本實(shí)施例中，所述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法包括：步驟101，基于飛行器簡(jiǎn)化外形，采用氣動(dòng)熱工程預(yù)示方法開展氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示，得到氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果。氣動(dòng)熱工程計(jì)算有多種成熟的方法，可參考諸如中華人民共和國(guó)航天工業(yè)部部標(biāo)qj1276-87《彈道式導(dǎo)彈彈頭氣動(dòng)熱環(huán)境工程計(jì)算方法》等相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)或文獻(xiàn)。通常的飛行器外形可以簡(jiǎn)化為錐、柱、平板等結(jié)構(gòu)和控制舵的組合。在本實(shí)施例中，可以首先基于飛行器簡(jiǎn)化外形(即不考慮控制舵的外形)，采用氣動(dòng)熱工程預(yù)示方法開展氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示，得到氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果，并根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化。其中，轉(zhuǎn)捩的預(yù)示采用轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則方法獲得。優(yōu)選的，在本實(shí)施例中，以球錐類外形的飛行器為例，采用氣動(dòng)熱工程預(yù)示方法開展氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示的具體流程可以如下：在攻角為零時(shí)：當(dāng)飛行器邊界層外緣雷諾數(shù)等于轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)時(shí)，確定轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)，根據(jù)如下公式(1)計(jì)算攻角為零時(shí)的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)(retrb)α＝0°，以及，根據(jù)如下公式(2)計(jì)算轉(zhuǎn)捩區(qū)長(zhǎng)度：其中，下標(biāo)“tr”表示轉(zhuǎn)捩，下標(biāo)“trb”表示轉(zhuǎn)捩起始；re表示雷諾數(shù)，mae表示邊界層外緣雷諾數(shù)，α表示攻角，s表示流線長(zhǎng)度；在攻角不為零時(shí)：根據(jù)如下公式(3)計(jì)算轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)的軸向位置xtrb：其中，x表示軸線位置，表示軸向方位角；在飛行器邊界層邊從層流發(fā)展到完全湍流的過程中，根據(jù)轉(zhuǎn)捩間歇因子進(jìn)行氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)示；其中，根據(jù)如下公式(4)計(jì)算轉(zhuǎn)捩間歇因子w：w＝0.5{1+ttanh[5(s-strb)/δstr-2.5]}........公式(4)其中，0≤w≤1；當(dāng)w＝0時(shí)，表示飛行器邊界層邊為完全層流狀態(tài)；當(dāng)w＝1時(shí)，表示飛行器邊界層邊為完全湍流狀態(tài)；當(dāng)0<w<1時(shí)，表示轉(zhuǎn)捩流態(tài)。tanh(x)為雙曲正切函數(shù)，函數(shù)形式為步驟102，根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化。步驟103，根據(jù)所述控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化，確定流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段。一般的，流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段可以是指：從湍流變?yōu)閷恿鞯牡谝粡椀罆r(shí)間段和從層流變?yōu)橥牧鞯牡诙椀罆r(shí)間段。參照?qǐng)D2，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種控制舵舵軸截面處轉(zhuǎn)捩間歇因子沿彈道時(shí)間的變化示意圖。如前所述，根據(jù)氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果(轉(zhuǎn)捩間歇因子w)可以確定流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段。優(yōu)選的，如圖2，彈道中有兩處流態(tài)發(fā)生變化的時(shí)間段：分別為彈道時(shí)間65s<t<90s，流態(tài)由湍流變?yōu)閷恿?；和彈道時(shí)間680s<t<1025s，流態(tài)由層流變?yōu)橥牧鳌⒄請(qǐng)D3，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種控制舵舵軸截面處熱流沿彈道時(shí)間的變化示意圖。可見，在流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，對(duì)應(yīng)的熱流均有明顯變化(其余部分發(fā)生明顯變化的原因是因?yàn)楣ソ亲兓?。步驟104，針對(duì)流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，從所述流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段中選擇多組典型彈道點(diǎn)，對(duì)所述多組典型彈道點(diǎn)開展不同流態(tài)情況下真實(shí)外形的飛行器熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到飛行器控制舵縫隙區(qū)域的熱流分布。在本實(shí)施例中，針對(duì)流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，可以挑選多組典型彈道點(diǎn)(如，攻角發(fā)生變化的彈道時(shí)間點(diǎn)，或高度發(fā)生變化的彈道時(shí)間點(diǎn)等，本實(shí)施例對(duì)此不作限制)開展層流和湍流兩種不同流態(tài)情況下真實(shí)外形(考慮控制舵外形)的飛行器熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到飛行器控制舵縫隙區(qū)域的熱流分布。優(yōu)選的，在本實(shí)施例中，可以通過求解n-s方程對(duì)所述多組典型彈道點(diǎn)開展不同流態(tài)情況下真實(shí)外形的飛行器熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算：其中，為求解矢量，為無(wú)粘通量，為粘性通量。優(yōu)選的，可以采用有限體積法或有限差分法數(shù)值離散n-s方程，并采用一定的數(shù)值方法對(duì)空間項(xiàng)和時(shí)間項(xiàng)進(jìn)行離散，然后迭代求解可獲得飛行器外壁表面熱流。例如，在湍流流態(tài)時(shí)，可以采用構(gòu)建湍流模型(常用的有s-a湍流模型、sst湍流模型等)的方法進(jìn)行求解，通過表面熱流分布結(jié)果可以獲得飛行器表面的熱流大小信息。步驟105，根據(jù)所述飛行器控制舵縫隙區(qū)域的熱流分布，對(duì)多組同一典型彈道點(diǎn)在不同流態(tài)情況下的舵縫隙區(qū)域熱流進(jìn)行對(duì)比。在本實(shí)施例中，可以對(duì)多組同一典型彈道點(diǎn)在不同流態(tài)情況下的舵縫隙區(qū)域熱流進(jìn)行對(duì)比分析，驗(yàn)證同一典型彈道點(diǎn)在湍流流態(tài)下的舵縫隙區(qū)域熱流是否小于層流流態(tài)下的舵縫隙區(qū)域熱流。其中，當(dāng)同一典型彈道點(diǎn)在湍流流態(tài)下的舵縫隙區(qū)域熱流不大于層流流態(tài)下的舵縫隙區(qū)域熱流時(shí)，可以執(zhí)行下述步驟105；否則，不適合采用本發(fā)明實(shí)施例所述的方法進(jìn)行控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)。步驟106，選用層流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第一計(jì)算結(jié)果。在本實(shí)施例中，對(duì)于流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，選用熱環(huán)境大的流態(tài)進(jìn)行設(shè)計(jì)，也即選用層流流態(tài)進(jìn)行設(shè)計(jì)。參照?qǐng)D4，示出了本發(fā)明實(shí)施例中某狀態(tài)不同流態(tài)控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比示意圖。結(jié)果顯示：層流流態(tài)時(shí)控制舵縫隙區(qū)域熱流大于湍流流態(tài)時(shí)控制舵縫隙區(qū)域熱流，符合本發(fā)明的應(yīng)用條件。根據(jù)分析，空氣舵區(qū)域相對(duì)于無(wú)干擾區(qū)域更容易發(fā)生轉(zhuǎn)捩，因此采用大面積區(qū)域流態(tài)進(jìn)行控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境設(shè)計(jì)，其結(jié)果能夠包絡(luò)實(shí)際情況。參照?qǐng)D5，示出了本發(fā)明實(shí)施例中某風(fēng)洞測(cè)熱試驗(yàn)不同流態(tài)條件下舵軸及舵軸前方艙體熱流大小比較示意圖?？梢钥闯?，對(duì)于該風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)，舵軸縫隙區(qū)域?qū)恿髁鲬B(tài)熱流值大于湍流流態(tài)。此處的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果用于驗(yàn)證熱環(huán)境分布規(guī)律，試驗(yàn)數(shù)據(jù)不直接用于設(shè)計(jì)。故，在本實(shí)施例中，可以選用層流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第一計(jì)算結(jié)果。步驟107，根據(jù)所述第一計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第一修正結(jié)果；根據(jù)所述第一修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。在本實(shí)施例中，所述根據(jù)所述第一修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)主要是針對(duì)流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段?？梢愿鶕?jù)所述第一計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第一修正結(jié)果；根據(jù)所述第一修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。具體的，可以提取控制舵縫隙不同區(qū)域(如，舵軸干擾區(qū)、縫隙入口干擾區(qū)、軸前艙體干擾區(qū)等)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果，并和工程方法計(jì)算得到的舵軸截面處大面積無(wú)干擾熱流值進(jìn)行比較，獲得兩者的比值作為設(shè)計(jì)的干擾因子，將熱流工程計(jì)算結(jié)果乘以干擾因子即為該區(qū)域的熱環(huán)境設(shè)計(jì)結(jié)果。如表1，是一種控制舵縫隙某區(qū)域干擾因子的設(shè)計(jì)表。狀態(tài)無(wú)干擾熱流干擾熱流干擾因子流態(tài)case1q1qgr1a1層流case2q2qgr2a2層流……………casenqnqgrnan湍流表1其中，符號(hào)q表示熱流值，單位為kw/m2；符號(hào)a表示干擾因子，為無(wú)量綱值；下標(biāo)“gr”表示干擾的含義。在本實(shí)施例中，將干擾因子和工程方法計(jì)算得到的無(wú)干擾區(qū)熱流計(jì)算結(jié)果相乘可以得到控制舵縫隙該區(qū)域的熱環(huán)境設(shè)計(jì)結(jié)果，計(jì)結(jié)果如圖6所示。其中，圖6，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種控制舵縫隙舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境設(shè)計(jì)結(jié)果示意圖。當(dāng)然，在本實(shí)施例中，除了流態(tài)發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，還存在流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段。如圖2，90s<t<680s和1025s<t<1200s兩個(gè)彈道時(shí)間段，流態(tài)未發(fā)生變化。在本實(shí)施例中，針對(duì)流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，可以按照轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則預(yù)示的流態(tài)進(jìn)行設(shè)計(jì)。沿彈道對(duì)不同時(shí)間段控制舵縫隙熱環(huán)境設(shè)計(jì)時(shí)的流態(tài)進(jìn)行選擇，并綜合考慮飛行攻角、高度、舵偏等因素隨彈道的變化，選取一定數(shù)量的狀態(tài)開展舵縫隙區(qū)域熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算。優(yōu)選的，參照?qǐng)D7，示出了本發(fā)明實(shí)施例中又一種高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法的步驟流程圖。在本實(shí)施例中，在上述步驟102之后，所述控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法還可以包括：步驟108，根據(jù)所述控制舵舵軸截面位置流態(tài)沿彈道的變化情況，確定流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段。步驟109，針對(duì)流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，若根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定在所述未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段內(nèi)控制舵舵軸截面位置的流態(tài)為層流流態(tài)，選用層流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第二計(jì)算結(jié)果。步驟110，根據(jù)所述第二計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第二修正結(jié)果，根據(jù)所述第二修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。又一優(yōu)選的，所述高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法還可以包括：步驟111，針對(duì)流態(tài)未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段，若根據(jù)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果確定在所述未發(fā)生變化的彈道時(shí)間段內(nèi)控制舵舵軸截面位置的流態(tài)為湍流流態(tài)，選用湍流流態(tài)開展控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算，得到第三計(jì)算結(jié)果。步驟112，根據(jù)所述第三計(jì)算結(jié)果對(duì)所述氣動(dòng)熱工程預(yù)示結(jié)果進(jìn)行修正，得到第三修正結(jié)果；根據(jù)所述第三修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)。在本實(shí)施例中，根據(jù)所述第二修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)，以及根據(jù)所述第三修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)的具體實(shí)現(xiàn)方式可以參照上述根據(jù)所述第一修正結(jié)果對(duì)所述控制舵縫隙區(qū)域的熱環(huán)境沿彈道進(jìn)行設(shè)計(jì)，本實(shí)施例在此不再贅述。綜上所述，本發(fā)明所述的高超聲速飛行器控制舵縫隙的熱環(huán)境設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)基于cfd計(jì)算結(jié)果確定，可以生成較大的數(shù)據(jù)樣本且數(shù)據(jù)可靠性高，使設(shè)計(jì)結(jié)果既能有效降低防隔熱設(shè)計(jì)不確定度又能避免飛行器局部區(qū)域防熱設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)。其次，本發(fā)明通過對(duì)大量的cfd計(jì)算及理論分析，能夠給出控制舵區(qū)域氣動(dòng)熱環(huán)境設(shè)計(jì)時(shí)流態(tài)的選取準(zhǔn)則，并將轉(zhuǎn)捩工程判據(jù)方法和cfd計(jì)算結(jié)果結(jié)合起來，兼具工程性和理論性。此外，在地面試驗(yàn)中，有效地驗(yàn)證了某外形湍流流態(tài)下舵軸區(qū)域熱流值小于層流流態(tài)；在某次飛行試驗(yàn)中，滑翔飛行器舵軸及附近艙體區(qū)域的防熱設(shè)計(jì)通過本發(fā)明采用的方法取得了很好的效果。本說明中的各個(gè)實(shí)施例均采用遞進(jìn)的方式描述，每個(gè)實(shí)施例重點(diǎn)說明的都是與其他實(shí)施例的不同之處，各個(gè)實(shí)施例之間相同相似的部分互相參見即可。以上所述，僅為本發(fā)明最佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本
技術(shù)領(lǐng)域：
的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。當(dāng)前第1頁(yè)12