本技術(shù)涉及建模，具體而言，涉及一種高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模方法、裝置、系統(tǒng)及設(shè)備。

背景技術(shù)：

1、高超聲速飛行器飛行速度較快，一方面，飛行器表面承受巨大的熱載荷，結(jié)構(gòu)必須采用性能優(yōu)異的熱防護(hù)系統(tǒng)對(duì)飛行器進(jìn)行保護(hù)，使機(jī)體機(jī)構(gòu)溫度維持在材料可耐受的溫度范圍內(nèi)；另一方面，高速飛行下的引氣已經(jīng)無法用于冷卻，艙室熱管理需要尋找新的熱沉，消耗性冷卻等技術(shù)的應(yīng)用效果需要進(jìn)一步探索；此外，飛機(jī)蒙皮接合處的縫隙會(huì)將外部的熱氣泄露至艙室，艙室熱管理的難度進(jìn)一步加大；傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)先計(jì)算，再將內(nèi)結(jié)構(gòu)溫度作為熱分析計(jì)算邊界的解耦式設(shè)計(jì)方法已無法滿足高超聲速飛機(jī)艙室熱管理的設(shè)計(jì)需要，容易產(chǎn)生因局部調(diào)整造成的全部計(jì)算內(nèi)容的調(diào)整，導(dǎo)致修改完善的工作量較大。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本技術(shù)實(shí)施例的目的在于提供一種高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模方法、裝置、系統(tǒng)及設(shè)備，用以解決現(xiàn)有的熱分析方法已無法滿足高超聲速飛機(jī)艙室熱管理的設(shè)計(jì)需要，容易產(chǎn)生因局部調(diào)整造成的全部計(jì)算內(nèi)容的調(diào)整的問題。

2、第一方面，本技術(shù)實(shí)施例提供了一種高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模方法，包括：

3、根據(jù)傳熱過程和熱控方案，將艙室熱分析的不同傳熱過程劃分為若干模塊并分別建立每個(gè)模塊的模型；

4、根據(jù)模塊劃分情況，確定各個(gè)模塊的模型參數(shù)，其中，所述模型參數(shù)包括固定參數(shù)和接口參數(shù)兩類；

5、根據(jù)劃分的不同模塊和確定的模型參數(shù)完成建模，對(duì)模型進(jìn)行配置和校正；

6、連接各個(gè)模型并進(jìn)行耦合，得到整體的模塊化仿真模型，用于分析和校驗(yàn)。

7、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，根據(jù)傳熱過程和熱控方案，將艙室熱分析的不同傳熱過程劃分為若干模塊并分別建立每個(gè)模塊的模型；根據(jù)模塊劃分情況，確定各個(gè)模塊的模型參數(shù)，其中，所述模型參數(shù)包括固定參數(shù)和接口參數(shù)兩類；根據(jù)劃分的不同模塊和確定的模型參數(shù)完成建模，對(duì)模型進(jìn)行配置和校正；連接各個(gè)模型并進(jìn)行耦合，得到整體的模塊化仿真模型，用于分析和校驗(yàn)；可以在其他模塊設(shè)計(jì)未明確的情形下進(jìn)行局部調(diào)試和測(cè)試，又能夠在后期進(jìn)行調(diào)整時(shí)避免其他的模塊需要同時(shí)進(jìn)行更改，提高構(gòu)建模型的通用性、調(diào)試性，同時(shí)提高熱分析設(shè)計(jì)的效率。

8、進(jìn)一步的，所述傳熱過程包括氣動(dòng)熱與艙室結(jié)構(gòu)的換熱過程，熱量在艙室結(jié)構(gòu)內(nèi)的導(dǎo)熱過程，以及電子設(shè)備、艙室結(jié)構(gòu)、縫隙泄露造成的艙室內(nèi)氣體的換熱過程。

9、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，從熱量流動(dòng)的過程分析，設(shè)備和結(jié)構(gòu)的表面可以作為熱問題的劃分邊界，可以將艙室熱問題主要?jiǎng)澐譃槿齻€(gè)過程，即氣動(dòng)熱與結(jié)構(gòu)的換熱過程，熱量在結(jié)構(gòu)內(nèi)的導(dǎo)熱過程和設(shè)備、結(jié)構(gòu)、縫隙泄露造成的艙室內(nèi)氣體的換熱過程，因此，從這三個(gè)過程來進(jìn)行熱分析并建模，保證了分析結(jié)果的準(zhǔn)確性。

10、進(jìn)一步的，所述模塊的模型包括氣動(dòng)熱計(jì)算模型、結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱計(jì)算模型、艙室內(nèi)氣體換熱計(jì)算模型、熱密封計(jì)算模型、設(shè)備換熱計(jì)算模型、效能評(píng)估模型。

11、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，通過設(shè)置多個(gè)模型，實(shí)現(xiàn)建模。

12、進(jìn)一步的，建立所述氣動(dòng)熱計(jì)算模型時(shí)，使用以下方法：

13、利用典型狀態(tài)點(diǎn)求解任意狀態(tài)氣動(dòng)熱載荷的插值方法；

14、利用典型結(jié)構(gòu)特征的氣動(dòng)熱工程計(jì)算方法。

15、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，氣動(dòng)熱計(jì)算模型主要為艙室結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱計(jì)算以及熱密封結(jié)構(gòu)的計(jì)算提供參數(shù)，其主要作用是將當(dāng)前的飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)化為可供熱密封及結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱計(jì)算的輸入。

16、進(jìn)一步的，所述結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱計(jì)算模型包含艙室結(jié)構(gòu)傳熱的材料數(shù)據(jù)庫(kù)，且該結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱計(jì)算模型描述結(jié)構(gòu)內(nèi)沿法向的一維傳熱過程，用以計(jì)算結(jié)構(gòu)的溫度狀態(tài)，以作為艙室內(nèi)氣體換熱的計(jì)算邊界。

17、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱計(jì)算模型主要用于計(jì)算艙室結(jié)構(gòu)的溫度狀態(tài)，以作為艙室內(nèi)氣體換熱的計(jì)算邊界，主要涉及氣動(dòng)熱邊界的熱載荷加載、表面輻射換熱計(jì)算、結(jié)構(gòu)內(nèi)的熱傳導(dǎo)計(jì)算。

18、進(jìn)一步的，建立所述艙室內(nèi)氣體換熱計(jì)算模型，包括以下步驟：

19、確定艙室內(nèi)氣體的換熱對(duì)象和換熱過程；

20、確定艙室與設(shè)備表面、艙室與機(jī)體結(jié)構(gòu)的換熱系數(shù)計(jì)算方法；

21、確定艙室冷卻及泄壓控制方案；

22、根據(jù)上述結(jié)果建立艙室內(nèi)氣體換熱計(jì)算模型，用以計(jì)算艙室氣體換熱。

23、進(jìn)一步的，所述熱密封計(jì)算模型用于計(jì)算因內(nèi)外環(huán)境氣體狀態(tài)不一致，通過熱密封結(jié)構(gòu)造成的熱泄露，計(jì)算輸出氣體的泄露量和溫度。

24、進(jìn)一步的，建立所述設(shè)備換熱計(jì)算模型，包括如下步驟：

25、確定艙室設(shè)備換熱在艙室問題參數(shù)化仿真中的關(guān)鍵參數(shù)；

26、確定工作狀態(tài)與發(fā)熱功率之間的關(guān)系，確定設(shè)備溫度與設(shè)備換熱過程的關(guān)系；

27、建立設(shè)備換熱計(jì)算模型，用以計(jì)算電子設(shè)備與艙室的換熱量和電子設(shè)備的溫度。

28、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，電子設(shè)備是艙室熱問題的內(nèi)熱源，建立設(shè)備換熱計(jì)算模型，通過自身結(jié)構(gòu)與艙室環(huán)境進(jìn)行換熱。

29、進(jìn)一步的，所述效能評(píng)估模型用以計(jì)算熱沉利用效率、冷源的冷卻效率和系統(tǒng)代償。

30、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，效能評(píng)估模型能夠?qū)ε撌覠峁芾矸桨高M(jìn)行有效的效能評(píng)估，從而指導(dǎo)艙室熱管理方案的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

31、進(jìn)一步的，當(dāng)傳熱過程難以描述時(shí)，建立傳熱過程的代理模型，包括如下步驟：

32、選取樣本點(diǎn)，基于三維仿真或者試驗(yàn)的計(jì)算結(jié)果建立樣本點(diǎn)數(shù)據(jù)庫(kù)；

33、建立基于計(jì)算機(jī)工具參數(shù)的代理模型；

34、利用設(shè)定策略驗(yàn)證代理模型，并將其用于艙室熱分析的整體建模中。

35、在上述實(shí)現(xiàn)過程中，在進(jìn)行艙室熱問題分析的模塊化建模過程中，相較于空間的三維傳熱過程，部分模型需要進(jìn)行簡(jiǎn)化，但簡(jiǎn)化造成的準(zhǔn)確性問題需要得到解決，否則模塊化的模型的計(jì)算結(jié)果精度不夠，會(huì)導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果無效，因此，在遇到因簡(jiǎn)化造成的參數(shù)難以評(píng)價(jià)的問題時(shí)，需要建立傳熱過程的代理模型。

36、第二方面，本技術(shù)實(shí)施例提供一種高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模裝置，包括：

37、模型建立模塊，用于根據(jù)傳熱過程和熱控方案，將艙室熱分析的不同傳熱過程劃分為若干模塊并分別建立每個(gè)模塊的模型；

38、參數(shù)確定模塊，用于根據(jù)模塊劃分情況，確定各個(gè)模塊的模型參數(shù)，其中，所述模型參數(shù)包括固定參數(shù)和接口參數(shù)兩類；

39、模型檢驗(yàn)?zāi)K，用于根據(jù)劃分的不同模塊和確定的模型參數(shù)完成建模，對(duì)模型進(jìn)行配置和校正；

40、整體仿真模塊，用于連接各個(gè)模型并進(jìn)行耦合，得到整體的模塊化仿真模型，用于分析和校驗(yàn)。

41、第三方面，本技術(shù)實(shí)施例提供一種高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模系統(tǒng)，包括：一體化模型計(jì)算模組、一體化設(shè)計(jì)工具界面和模型開發(fā)界面，所述一體化模型計(jì)算模組連接所述一體化設(shè)計(jì)工具界面和所述模型開發(fā)界面；所述一體化模型計(jì)算模組包括如上述的高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模裝置。

42、第四方面，本技術(shù)實(shí)施例提供一種電子設(shè)備，包括：

43、處理器、存儲(chǔ)器和總線，所述處理器通過所述總線與所述存儲(chǔ)器相連，所述存儲(chǔ)器存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)可讀取指令，當(dāng)所述計(jì)算機(jī)可讀取指令由所述處理器執(zhí)行時(shí)，用于實(shí)現(xiàn)如上所述的高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模方法。

44、第五方面，本技術(shù)實(shí)施例提供一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，該計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)上存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，該計(jì)算機(jī)程序被服務(wù)器執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)如上所述的高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模方法。

45、第六方面，本技術(shù)實(shí)施例提供一種計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品，所述計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品包括指令，所述指令在由計(jì)算機(jī)執(zhí)行時(shí)，使得所述計(jì)算機(jī)實(shí)施如上所述的高速飛機(jī)設(shè)備艙室熱分析建模方法。