[發明專利]一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法

在審

• 申請號: 202110992270.5
• 申請日: 2021-08-27
• 公開（公告）號: CN113947035A
• 公開（公告）日: 2022-01-18
• 發明（設計）人: 沙心國;袁湘江;紀鋒
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F30/28
• 分類號: G06F30/28;G06F30/15;G01M9/00;G06F111/10;G06F119/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

1.一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，包括以下步驟：

(1)使風洞試驗條件下的來流參數與真實飛行條件下的來流參數的差值小于真實飛行條件下的來流參數的20％，地面風洞試驗模型與真實飛行器的前緣半徑一致，姿態角相差小于1°，表面粗糙度的差值小于真實飛行器表面粗糙度的20％；

(2)根據風洞試驗條件下和真實飛行條件下來流噪聲級的差值ΔNL計算風洞試驗條件下邊界層厚度和真實飛行條件下邊界層厚度的差值Δδ；所述邊界層為層流邊界層；

(3)采用邊界層厚度差值Δδ修正風洞試驗條件下的來流單位雷諾數Re_∞g，得到修正的來流單位雷諾數Re’_∞g；

(4)建立邊界層轉捩雷諾數Re_T與來流單位雷諾數Re_∞的計算公式，代入修正的來流單位雷諾數Re’_∞g，得到由風洞試驗預測的真實飛行條件下的邊界層轉捩雷諾數預測值Re_Tf。

2.根據權利要求1所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，來流噪聲級為皮托壓脈動與皮托壓平均值的比值。

3.根據權利要求1所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，步驟(1)中，來流參數包括來流馬赫數Ma和來流單位雷諾數Re_∞。

4.根據權利要求1所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，真實飛行條件下，飛行器的速度≥5馬赫。

5.根據權利要求1所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，所述步驟(2)中，根據來流噪聲級的差值ΔNL計算風洞試驗條件下邊界層厚度和真實飛行條件下邊界層厚度差值Δδ的計算式Δδ＝f(ΔNL)為線性公式，線性公式中的線性系數根據不同噪聲級條件下的風洞試驗數據擬合得到。

6.根據權利要求1所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，所述步驟(3)中，風洞試驗條件下的修正來流單位雷諾數

其中，x為測點位置距離模型前緣駐點的流向距離，T_w為模型壁面溫度，T_e為來流總溫，P_r為普朗特數，γ為來流的比熱比，M_e為邊界層外緣馬赫數。

7.根據權利要求1所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，所述步驟(4)中，邊界層轉捩雷諾數Re_T與來流單位雷諾數的計算公式為線性公式Re_T＝f(Re_∞)，所述線性公式中的線性系數通過風洞試驗條件下或真實飛行條件下的試驗數據擬合得到，所述風洞試驗中的試驗模型前緣半徑相等，且與真實飛行器的前緣半徑相等。

8.根據權利要求7所述的一種高超聲速邊界層轉捩數據天地相關性方法，其特征在于，所述步驟(4)中，線性公式Re_T＝f(Re_∞)中的斜率由真實飛行條件下的試驗數據擬合得到，截距由風洞試驗條件下的試驗數據計算得到；

所述真實飛行條件下的試驗數據包括真實飛行條件下的來流單位雷諾數和轉捩雷諾數；風洞試驗條件下的試驗數據包括風洞試驗條件下的來流單位雷諾數和轉捩雷諾數。