[发明专利]一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法

说明书

本发明提出一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、头部前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。

技术领域

本发明涉及一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法，属于转捩预测技术领域。

背景技术

高速飞行器(马赫数大于5的飞行器，下文简称为飞行器)在飞行试验过程中，飞行器表面存在层流和湍流两种流态。流态的不同会直接导致飞行器升力、阻力、表面热流和发动机性能不同。流动从层流转变为湍流的过程称为转捩。

飞行器头部前缘存在后掠角，由于前缘半径较小(不超过10mm)，导致出现高热流区，而前缘上湍流热流比层流大3-5倍，属于飞行器热防护设计的重点区域。准确的预测飞行器头部前缘的转捩是飞行器设计的关键，决定飞行试验成败。

目前常用的头部前缘转捩预测方法为计算机数值模拟。计算机数值模拟，通过对流动转捩过程进行分析、抽象，建立流动数学模型，采用计算机模拟计算转捩。其优点是能够模拟流动的转捩过程，获得飞行器表面精确的转捩位置。缺点是所建立的数学模型需要经过试验验证，计算量大，无法应用于工程实际。

对于飞行器头部尖前缘的转捩预测，如果采用计算机数值模拟方法，由于计算量比较大，花费时间长和试验成本高，而且预测结果需要经过试验验证。目前工程上无可用的快速预测飞行器头部尖前缘的方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种降低计算量、精度高、能应用于工程的高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法。

本发明的技术解决方案：一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块和转捩预测模块；

所述的斜激波波后流动参数确定模块利用数值模拟方法得到高速飞行器头部前缘的斜激波波后流动参数，包括飞行器头部前缘斜激波波后的密度ρ_e、飞行器头部前缘斜激波波后的速度u_e和飞行器头部前缘斜激波波后的粘性系数μ_e；

所述的转捩判定准则系数确定模块利用公式得到转捩判定准则系数ReD，其中D为前缘直径；

所述的转捩预测模块将转捩判定准则系数ReD与预设的头部前缘转捩判定准则阈值ReD_Δ进行比较，若ReD≥ReD_Δ，则头部前缘发生转捩，为湍流流态，若ReD＜ReD_Δ，则前缘不发生转捩，为层流流态。

本发明还包括头部前缘转捩判定准则阈值确定模块，所述的头部前缘转捩判定准则阈值确定模块包括转捩后掠角确定模块、转捩斜激波波后参数提取模块、风洞试验转捩判定准则系数确定模块和转捩判定准则阈值对比判定模块，

所述的转捩后掠角确定模块根据若干后掠角不同、前缘半径一致的风洞模型在不同试验工况下风洞试验得到的每个试验工况下热流与后掠角的关系，再根据在每个试验工况下采用数值模拟方法得到的全层流和全湍流曲线，得到每个试验工况下发生转捩的后掠角；

所述的转捩斜激波波后参数提取模块提取与每个试验工况下转捩后掠角最接近的风洞模型进行的风洞试验，得到每个试验工况下头部前缘斜激波波后流动参数；

所述的风洞试验转捩判定准则系数确定模块利用公式得到每个试验工况下的转捩判定准则系数；

所述的转捩判定准则阈值对比判定模块将每个试验工况下的转捩判定准则系数进行对比，选取所有工况下的判定准则系数的最小值，作为头部前缘转捩判定准则阈值ReD_Δ。