[发明专利]一种飞行器舱内压力预测方法

说明书

本发明公开了一种飞行器舱内压力预测方法，首先，假设飞行器充排气系统封闭，计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力及其函数P_e(t)；然后，假设飞行器舱内外相互联通，计算M个不同舱内外压力比所对应的飞行器待测飞行段每个典型弹道点下的充排气系数及其函数Cd_j(t)，j＝1～M，所述M≥3；最后、从飞行器待测飞行段初始弹道点开始，按照固定时间间隔Δt，对飞行器待测飞行段每个弹道点，通过不同内外压力比下的充排气系数进行拟合插值与反复迭代，获得整个计算弹道范围内的飞行器舱内压力变化情况。该方法能够有效改善计算精度，并大幅节约时间和经费成本。

技术领域

本发明涉及一种飞行器舱内压力预测方法，能够用于飞行器再入返回过程中沿飞行弹道各个时刻的充排气系统各舱室压力快速预测。

背景技术

飞行器在上升、再入以及异常中止的过程中，适当的充排气系统非常关键，其设计约束包括：飞行器舱内的几何形状与尺寸，舱内仪器的布置，以及结构部件所能承受的最小和最大压差。同时，内部结构和仪器又会受到舱内压力变化率和绝对压力量值的影响。不当的通气系统设计可能会导致结构件爆炸或破裂、电子元器件失效、有效载荷污染、以及零部件过热。

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两种。主动式压力控制具有较高的控制精度，可应用于对舱内压力敏感的载人航天器的舱段设计。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。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，与实际飞行状态存在较大差异，且实验时间及经费成本巨大。非定常数值模拟方法的精度较高，但进行飞行全程的舱内压力预测所需要耗费的计算资源和计算时间也相当高。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种既能保证计算精度，同时又能提高效率的飞行器舱内压力预测方法。

本发明的技术方案是：一种飞行器舱内压力预测方法，该方法包括以下步骤：

(1)、假设飞行器充排气系统封闭，计算得到飞行器待测飞行段每个典型弹道点对应的舱外压力，以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量，对其进行拟合，得到飞行器待测飞行段舱外压力函数P_e(t)；

(2)、假设飞行器舱内外相互联通，计算M个不同舱内外压力比所对应的飞行器待测飞行段每个典型弹道点下的充排气系数，以飞行器待测飞行段典型弹道点对应的时间t作为自变量，分别对不同舱内外压力比下的充排气系数进行拟合，得到不同舱内外压力比下飞行器待测飞行段充排气系数函数Cd_j(t)，j＝1～M，所述M≥3；

(3)、从飞行器待测飞行段初始弹道点开始，按照固定时间间隔Δt，对飞行器待测飞行段每个弹道点，执行如下步骤计算得到每个弹道点对应的舱内压力P_in(t_k)，t_k＝t₀+k×Δt，k＝0～N，N为弹道点数：

(3a)、令k＝0，根据飞行器待测飞行段初始弹道点处舱内压力P_in(t_k)、舱内体积V、舱内温度T_in(t_k)，计算出舱内气体的初始质量m(t_k)；