[發明專利]一種飛行試驗轉捩判斷方法

有效

• 申請號: 201911043334.6
• 申請日: 2019-10-30
• 公開（公告）號: CN111090907B
• 公開（公告）日: 2023-09-29
• 發明（設計）人: 張青青;陳智;張亮;潘宏祿;艾邦成
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F30/23;G06F119/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

本發明給出了一種飛行試驗轉捩判斷方法。該方法通過采用數值計算的層流狀態熱流數據，對飛行試驗的熱流進行無量綱化，根據該無量綱熱流的大小，對飛行器各測點的轉捩狀態進行判斷。該方法不僅可以剔除來流參數、攻角變化等對熱流的影響，而且可以對背風面轉捩進行判斷，更加直觀地顯示轉捩陣面推進過程。

技術領域

本發明涉及一種飛行試驗轉捩判斷方法，屬于空氣動力學技術領域。

背景技術

邊界層轉捩對高超聲速飛行器的推進和熱防護系統設計有重要影響。但由于轉捩過程受到多種因素的影響，機理復雜，無論是理論分析、數值計算或風洞試驗，準確預測轉捩困難重重。國內外諸多研究機構試圖通過開展轉捩飛行試驗提供真實飛行數據，從而完善轉捩理論、驗證和發展轉捩計算模型、確認風洞試驗結果，進一步增強轉捩預測能力。

在分析轉捩飛行試驗結果時，一般把熱流曲線發生突躍的位置作為轉捩起始位置。但由于“曲線突躍”沒有定量的判斷準則，而且隨著飛行狀態(高度、馬赫數、攻角、側滑角)變化，也會導致熱流突然增加；此外飛行器背風面熱流絕對數值小且變化平緩。以上情況均無法簡單的通過曲線突躍去準確判斷是否轉捩。

此時可以借助高精度的層流數值計算去判斷轉捩。相較于轉捩和湍流狀態，層流數值模擬不受各種物理模型的影響，精度高、可靠性強。采用數值計算獲得飛行器表面的層流熱流，對飛行試驗熱流進行無量綱化，獲得無量綱熱流，以衡量飛行試驗熱流偏離層流狀態的程度。當該無量綱參數超過一定數值時，即認為轉捩發生。無量綱熱流不僅可以剔除來流參數、飛行姿態等對熱流的影響，而且可以對背風面轉捩進行判斷，直觀地研究轉捩陣面推進過程。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有方法在判斷轉捩時的主觀性以及無法對背風面轉捩進行判斷，提供了一種飛行試驗轉捩判斷方法。

本發明解決技術的方案是：一種飛行試驗轉捩判斷方法，步驟如下：

(1)通過飛行試驗，實測飛行器壁面不同測點處溫度數據，根據實測的溫度數據，確定凈熱流以及凈熱流隨時間的演化曲線；

(2)根據上述飛行試驗實際飛行情況重構飛行器彈道，在該彈道上選取一系列狀態點，采用數值方法，得到層流狀態下各狀態點壁面熱流分布，進而確定飛行器試驗中各測點位置的計算熱流；

(3)根據步驟(1)(2)的結果計算每個測點的無量綱熱流φ，φ≥2時，判斷該測點處于轉捩或湍流狀態，否則處于層流狀態。

優選的，所述的無量綱熱流φ通過下述方式確定：

首先，將步驟(1)中確定的凈熱流轉換至壁面溫度為T時的熱流所述的T與步驟(2)中計算熱流時的壁面溫度相同；

然后，利用公式計算無量綱熱流；

其中，為步驟(2)中計算的熱流。

優選的，所述的無量綱熱流φ通過下述方式確定：

首先，將步驟(2)中計算的熱流轉換為各測點的凈熱流轉換過程中使用的壁面溫度采用飛行試驗中實測的溫度數據；

然后，利用公式計算無量綱熱流；

其中，為步驟(1)中計算的凈熱流。

優選的，所述步驟(2)中的狀態點要求能夠反映重構彈道的重要特征，包括彈道頂點、攻角突變前后、側滑角突變前后，以及其它會引起熱流突變的狀態點。

優選的，在步驟(3)中根據得到無量綱熱流φ結合對應測點的位置，生成φ的云圖，直觀、清晰的看到轉捩陣面隨著狀態點的變化過程。

優選的，根據每個時刻各個測點的無量綱熱流φ，用橫坐標表示時間，縱坐標表示各測點，生成φ的二維表格，將φ≥2的單元格突出顯示，清晰直觀的顯示轉捩的時空變化。