[發(fā)明專利]一種高速飛行器氣動熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710010082.1
• 申請日: 2017-01-06
• 公開（公告）號: CN106872195B
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 楊紅亮;檀妹靜;王振峰;于明星;李宇;聶春生;聶亮;陳軒
• 申請（專利權(quán)）人: 北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所;中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00;B64F5/60
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

1.一種高速飛行器氣動熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法，其特征在于，包括：

基于飛行器第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，對所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位與第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡式；

根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡式，對不同典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析；

其中，當(dāng)所述第一典型部位為飛行器端頭駐點(diǎn)，第二典型部位為飛行器錐身大面積時：

建立所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，包括：

基于邊界層局部相似解的層流參考焓工程計算方法，建立端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間層流熱流關(guān)系：

其中，q'_e表示錐身大面積的層流熱流，q'_s表示為端頭駐點(diǎn)熱流，ρ表示氣體密度，μ表示氣體動力黏度，u_e表示邊界層外緣速度，s表示表面弧長，r表示橫向比例因子，h_r表示氣體恢復(fù)焓，h₀表示氣體總焓，h_w表示氣體壁焓，下標(biāo)0表示駐點(diǎn)條件，下標(biāo)∞表示自由來流條件，上標(biāo)*表示參考條件，

所述對所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡式，包括：

根據(jù)上述公式1，由不同自由來流條件下的基于精確流線的“軸對稱比擬”方法計算結(jié)果，擬合得到端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間層流熱流的關(guān)聯(lián)簡式：

其中，α為攻角，A'、B'、C'和D'為常值系數(shù)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡式，對不同典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析，包括：

根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡式，結(jié)合對飛行器第一典型部位或第二典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)的采集結(jié)果，對飛行器第二典型部位或第一典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡式，結(jié)合對飛行器第一典型部位或第二典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)的采集結(jié)果，對飛行器第二典型部位或第一典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析，包括：

當(dāng)通過第一傳感器測量得到所述第一典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)時，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡式，確定所述第二典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)；其中，所述第一傳感器安裝在所述第一典型部位處；

當(dāng)通過第二傳感器測量得到所述第二典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)時，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡式，確定所述第一典型部位的氣動熱數(shù)據(jù)；其中，所述第二傳感器安裝在所述第二典型部位處。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述第一典型部位為飛行器端頭駐點(diǎn)，第二典型部位為飛行器錐身大面積時：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，包括：

基于湍流參考焓工程計算方法，建立端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間湍流熱流關(guān)系：

其中，q″_e表示錐身大面積的湍流熱流，c₁、c₂、c₃、c₄和m都是速度剖面指數(shù)N的函數(shù)，Pr為氣體普朗特數(shù)；

所述對所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡式，包括：

根據(jù)上述公式2，由不同自由來流條件下的基于精確流線的“軸對稱比擬”方法計算結(jié)果，擬合得到端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間湍流熱流的關(guān)聯(lián)簡式：

其中，A”、B”、C”、D”和為常值系數(shù)。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述第一典型部位為飛行器端頭駐點(diǎn)，第二典型部位為翼前緣時：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，包括：

根據(jù)邊界層方程的相似變換，圓柱駐點(diǎn)線熱流可與半徑相同的球頭熱流相比擬，從外形上將翼前緣等效為一個后掠圓柱，得到有攻角情況下翼前緣熱流與端頭駐點(diǎn)熱流之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系：

其中，q_y表示翼前緣熱流，λ_e為有效后掠角，λ為翼前緣后掠角，n＝1.2～1.5，R_s為端頭半徑，R_y為翼前緣半徑；λ_e＝sin^-1(sinλcosα)，

所述對所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡式，包括：

根據(jù)上述公式3，擬合得到端頭駐點(diǎn)與翼前緣之間熱流的關(guān)聯(lián)簡式：

其中，A”'、B”'、C”'和D”'為常值系數(shù)。