申请/专利权人：西安现代控制技术研究所

申请日：2023-11-21

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN117521290B

主分类号：G06F30/17

分类号：G06F30/17;G16C60/00;G06F30/15;F42B10/64;F42B15/01;G06F119/08

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.14#授权;2024.02.27#实质审查的生效;2024.02.06#公开

摘要：本发明提供一种低阻力非烧蚀高超声速折叠舵计算方法及结构，提供了根据该方法进行材料筛选的设计思路，在舵前缘满足材料使用极限的前提下，尽可能减小前缘半径，以实现更好的减阻效果；本发明中，前缘半径和后掠角前缘几何参数是根据气动热环境、前缘驻点温度和材料耐热性能性能分析结果而迭代设计的；应用此思路而设计的折叠舵结构，与前缘半径为烧蚀型复合材料空气舵对比，可实现飞行器的整体阻力减小7％～10％；与传统防热套+蒙皮骨架的高超声速空气舵相比，具有近零烧蚀特点，并维持良好的气动外形。

主权项：1.一种低阻力非烧蚀高超声速折叠舵计算方法，其特征在于：包括如下步骤：Step1：采用简化的后掠圆柱驻点热流计算舵面前缘热流；根据后掠圆柱驻点热流计算公式得到舵面前缘热流，对前缘曲率半径和前缘后掠角参数有： 其中： 为等半径的球形端头驻点热流；qs为舵面前缘热流，单位为kWm2；rc为前缘曲率半径，单位为m；μ∞为自由来流处粘性系数，单位为kgm.s，由Sutherland公式计算； 其中T∞为来流温度，根据弹道热环境直接获得；λ为前缘后掠角； 为湍流放大因子和层流加热放大因子之比；Tw为舵表面温度，Tw默认值为300K；hs为滞止焓，hW为壁面气体焓值，h300为室温300K下的焓值，因此hW＝h300，此时以空气密度ρ∞、飞行速度v∞、前缘曲率半径rc、前缘后掠角λ为输入参数，得到等半径的球形端头驻点热流qd；按照简化的后掠圆柱驻点热流计算公式得到前缘热流qs；前缘曲率半径的一组取值为：前缘后掠角的一组取值为：ω，ω+5°、ω+10°，ω+15°；根据3个前缘曲率半径和4个前缘后掠角的输入组合，得到12组热流条件；Step2：根据Step1获得的12组热流条件，选取折叠舵前缘展向中截面作为传热计算简化模型，将前缘三维热响应温度计算简化为二维瞬态传热计算： 边界条件为前缘外表面的热量交换，热量交换包括气动加热、热辐射以及向前缘结构内部的热传导： 除与气流存在热量交换的表面外均按理想绝热壁计算： 式中，ρ为材料密度，Cp为材料定压比热容，K为材料热传导系数，T为前缘驻点表温，x为空气舵展向坐标，y为空气舵厚度方向坐标，qw气动热环境计算提供的随飞行时间变化的冷壁热流密度，hW为壁面气体焓值，hr为气流恢复焓，ε为涂层材料热辐射系数，σ＝5.6704×10-8Wm2K4为Stephan-Boltzmann常数，Tw为舵表面温度；计算获得导弹飞行全程折叠舵前缘驻点表温；Step3：将Step2计算得到的多组前缘驻点表温与前缘材料的许用温度进行对比分析，若计算得到的多组前缘驻点表温均小于前缘材料的许用温度，则选择最小的前缘曲率半径作为最终设计结果，本次迭代结束；若计算得到的多组前缘驻点表温部分结果小于前缘材料的许用温度，计算得到的多组前缘驻点表温部分结果大于前缘材料的许用温度，则在前缘驻点表温部分结果小于前缘材料的许用温度的结果中选择最小的前缘曲率半径作为最终设计结果，本次迭代结束；若计算得到的前缘驻点表温均高于或等于前缘材料许用温度，则改变前缘曲率半径前缘曲率半径增加1mm，跳转至Step1，将改变后的前缘曲率半径值按照Step1、Step2重新计算分析，直到前缘驻点表温满足前缘材料的许用温度。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西安现代控制技术研究所 一种低阻力非烧蚀高超声速折叠舵计算方法及结构

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD