[發明專利]一種飛行試驗測點位置的流態判讀方法

有效

• 申請號: 201711419554.5
• 申請日: 2017-12-25
• 公開（公告）號: CN108195542B
• 公開（公告）日: 2020-02-11
• 發明（設計）人: 楊武兵;劉智勇;沈清
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/00
• 分類號: G01M9/00
• 代理公司: 11009 中國航天科技專利中心
• 代理人: 徐輝

本發明涉及一種飛行試驗測點位置的流態判讀方法。該方法的設計原理為：能量守恒與湍流特性。該方法的實現方式為：首先根據飛行試驗測量得到的溫度曲線T(t)計算得到溫升速率T'(t)；然后根據飛行試驗彈道和壓力測量值計算獲得pu(t)曲線；再根據飛行試驗彈道獲得雷諾數Re曲線；最后對比T'(t)與pu(t)曲線，當T'(t)開始增加而pu減小時表明該測點轉捩進入湍流狀態，Re曲線用于輔助判讀。本發明基于熱功轉換原理，利用飛行試驗自身測量數據及其衍生數據，無需額外計算，能夠實現測點位置流態的快速判讀；本發明大大減小了飛行試驗后數據處理的時間，基本上可以達到實時處理。

技術領域

本發明屬于空氣動力學技術領域，用于飛行試驗測點所在位置的流態判讀。

背景技術

邊界層流態包括層流、湍流以及層流到湍流的轉捩(轉捩是指層流到湍流的過渡階段)，由于層流和湍流對質量、動量和能量的輸運性質不同，湍流狀態下的摩阻和熱流是層流時的3-5倍，因此，流態判讀是氣動特性預測的基礎。

目前，關于邊界層轉捩的飛行試驗增多，因此，涉及測點所在位置流態的流態判讀問題。比較常用的方法是，沿飛行彈道分別開展全層流和全湍流計算，獲得層流熱流和湍流熱流曲線，飛行試驗實際測量的曲線一般位于兩者之間，把實測曲線偏離層流預測曲線對應的時間視為進入轉捩。這種流態判讀方法的主要缺點是，需要額外補充大量彈道點的全層流和全湍流計算，計算量較大，耗時長，判讀不及時。

發明內容

本發明提供一種飛行試驗測點位置的流態判讀方法，使得工程人員能夠根據飛行試驗數據快速判讀出測點位置的流態，快速獲取測點進入轉捩和退出轉捩的時刻。

本發明的技術解決方案是：

提供一種飛行試驗測點位置的流態判讀方法，包括如下步驟：

(1)由飛行試驗數據，獲取測點處的溫度數據T(t)，表面壓力數據p(t)，飛行高度H(t)，飛行馬赫數Ma(t)，t為記錄時刻；

(2)根據飛行高度H(t)計算大氣聲速c(t)，運動粘性系數ν(t)；

(3)計算獲得飛行速度u(t)＝c(t)·Ma(t)，單位雷諾數Re(t)＝u(t)/ν(t)和組合變量W(t)＝p(t)·u(t)；

(4)根據T(t)計算獲得溫升速率曲線T'(t)＝dT(t)/dt；繪制W(t)曲線；

(5)對比W(t)和T'(t)曲線，當W(t)減小而T'(t)增加時，測點處流態為湍流；當W(t)增加而T'(t)減小時，測點處流態為層流。

優選的，步驟(3)還包括計算單位雷諾數Re(t)＝u(t)/ν(t)；步驟(4)還包括繪制雷諾數曲線Re(t)；還包括步驟(5)判別流態為湍流時，計算當地雷諾數Re＝Re(t)·x_t，如果當地雷諾數不大于設定雷諾數閾值，則判斷該湍流為誤判讀，如果大于設定雷諾數閾值，則判讀有效，x_t為測點所在位置距飛行器端頭距離。

優選的，步驟(2)中根據飛行高度H(t)計算大氣聲速c(t)，運動粘性系數ν(t)采用boops大氣參數計算軟件。

優選的，步驟(4)中在Tecplot繪圖軟件中導入數據T(t)，W(t)，根據T(t)計算獲得溫升速率曲線T'(t)＝dT(t)/dt；繪制W(t)曲線。

優選的，步驟(4)還包括利用Tecplot數據處理中的光滑功能對T(t)進行濾波，使得曲線光順，再利用其分析功能計算獲得溫升速率曲線T'(t)＝dT(t)/dt。

本發明與現有技術相比的優點在于：

(1)本發明利用成熟的商業軟件進行數據后處理，簡單易用；