PDF《高超声速飞行器舱内压力预测》

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4 ] . 高超声速飞行器舱体内一般具有较大的空间且 基本封闭, 只有通过舱内压力控制使其内外压差处 于相对稳定的范围才能保证舱段蒙皮上的负载在其 承受能力范围之内, 确保飞行器舱段结构安全.若 舱体结构完全密封, 将可能导致其蒙皮在内外压差 作用下破坏, 发生类似美国

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7 3年发射的天空实验 室因排气系统故障, 造成防流星体撕裂使其一侧太 阳能板无法打开, 造成部分功能受损的问题. 目前, 航空航天领域的飞行器舱内压力控制方 法主要分为被动式和主动式[

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6 ] 两种.主动式压力 控制通过在舱内增加充排气系统、 供气系统和监测 系统以调节舱内压力.在上升阶段利用大孔径的余 压阀向舱外排气减压, 而在下降阶段则利用供气调 节器将气瓶中的气体充入舱内增压.虽然主动式压 力控制具有较高的控制精度, 可应用于如图 1所示 的对舱内压力敏感的载人航天器的舱段设计[

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6 ] . 但该系统需要较多的额外设备, 将明显增加系统的 复杂程度并降低飞行器的总体性能. 图1美国航天飞机上的主动式压力控制系统 F i g .

1 A c t i v ei n t e r n a l p r e s s u r ec o n t r o l s y s t e mi n t h eU S As p a c ev e h i c l e 被动式压力控制通过在飞行器结构表面设计合 理的充排气孔以降低结构所承受的舱内外压差载 荷.在上升阶段, 飞行高度增高导致舱外环境大气 压力下降, 飞行器内部气体通过充排气孔自动排放 至外部环境.在下降阶段, 飞行高度降低导致舱外 环境大气压力升高, 外部环境气体通过充排气孔自 动进入飞行器内部, 以增加舱内气压.由于结构形 式简单, 被动式压力控制方法已广泛应用于如图

2 所示的运载火箭的整流罩结构设计. 由于飞行器舱内压力受诸多因素影响, 难以通 过理论分析得到, 传统设计时一般通过工程估算结 合风洞实验的方法获得.但风洞实验受条件所限, 难以综合考虑到飞行器舱体的内部形状、 充排气孔 附近舱体的外部形状、 充排气孔位置及方向等因素 的影响, 与实际飞行状态存在较大差异.同时, 由于 需要进行多种飞行速度及状态的风洞实验, 实验时 间及经费成本巨大. 随着计算机能力的大幅提高和计算流体动力学 ( C o m p u t a t i o n a l F l u i dD y n a m i c s ,C F D ) 方法的不断发 展, 采用 C F D技术进行舱内压力预测方法已逐渐成 图2运载火箭整流罩上的被动式排气孔 F i g .

2 P a s s i v ea i r d e f l a t i o nh o l e s i nt h er a d o m e o f t h el a u n c hv e h i c l e 熟, 并经过大量的数值及实验验证, 得到了广泛的应 用[

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1 0 ] , 为解决高超声速飞行器舱内压力预测问题 提供了重要的技术基础. 本文针对高超声速飞行器的飞行特点及被动式 舱内压力控制系统, 提出了采用准一维等熵流公式 结合 C F D仿真的方法, 在保证高超非定常状态的气 动仿真精度的基础上, 提高了求解效率, 避免了大量 的风洞实验, 实现了高超声速飞行器舱内压力的预 测, 为其充排气系统和结构系统设计提供重要的参 考和依据.

1 准一维等熵流及 C F D仿真 准一维等熵流是进行飞行器被动式充排气系统 设计及舱内压力预测的一种常用的分析方法.为简 化计算和分析过程, 该方法对飞行器在任何瞬态过 程采用以下假设: