[发明专利]一种高超声速飞行器转捩位置预测方法

说明书

本发明提供一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，先计算得到飞行条件下飞行器表面的层流流场，并将流场插值到沿飞行器表面法向的正交化网格上；沿正交化网格下的流场的势流方向对第二模态和更低频的扰动波的增长率进行积分得到飞行器表面的N值分布；根据触发转捩的N₀值确定飞行器表面转捩的位置。该方法从横流稳定性的角度去分析和预测转捩的发生，改进了传统e‑N方法，考虑了横流稳定性，对横流模态的扰动波进行了积分，同时考虑了飞行器壁面温度对转捩的影响，获得了一种基于稳定性分析的转捩预测方法，可以较为准确的预测高超声速飞行器表面转捩位置。

技术领域

本发明涉及飞行器转捩预测技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器边界层的转捩位置预测方法，尤其涉及一种基于边界层稳定性理论的应用于升力体/乘波体高超声速飞行器边界层的转捩预测方法。

背景技术

高超声速飞行器(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。流态的不同导致飞行器升力、阻力、表面热流、发动机性能和进气道启动性能的不同。本发明中定义从层流到湍流的流动过程为转捩。准确的预测飞行器表面的转捩位置是飞行器设计的关键，决定飞行试验成败。

预测飞行器表面的转捩位置，目前常采用的方法有：基于线性稳定性理论的半经验的传统e-N方法、求解抛物化稳定性方程的方法(PSE)、直接数值模拟(DNS)、湍流转捩模式和工程转捩准则，其中，PSE方法无法应用于工程实际；DNS和湍流转捩模式计算量巨大，无法应用于工程实际；工程转捩准则没有理论依据，无法模拟转捩过程，给出精确的转捩位置。因此，在工程应用中，基于稳定性理论的e-N方法应用最为广泛。在航空工业领域，e-N方法通常被认为是预测转捩位置最有效的方法。

传统e-N方法：边界层内存在各种频率的小扰动，当它们向下游传播时，分别在不同的位置幅值开始增长；各种频率的扰动波从其开始增长的位置起，可用线性稳定性理论计算它们向下游方向累计的增长倍数，增长倍数首先达到某一特定值的扰动波引发转捩。具体表示为：

或

其中，A为扰动的幅值，A0为扰动开始增长时的幅值。

通常情况下，e-N方法中的增长率通过使用线性稳定性理论计算得到，其中引入了平行流假设，即假设基本流沿流向的展向是平行的。这种假设的理论依据是基本流在流向和展向的尺度远大于扰动波在流向和展向上的长度尺度，因此，大多数情况下，这个假设是合理的。但对于复杂外形高超声速飞行器的流场，横流明显、三维性较强，流向和展向变化比较大，因此使用线性稳定性给出的增长率通常存在较大的误差，可靠性较差。而由于存在横流，仅仅使用流向不稳定性(传统e-N方法)来分析和预测复杂外形飞行器是不合适的。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，该预测方法基于一种改进的e-N方法，考虑了由于外形复杂引起的三维横流的影响，改进了传统e-N方法的不足，适用于复杂外形高超声速飞行器转捩位置的预测。

本发明的技术解决方案：

一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，通过以下步骤实现：

计算目标飞行器在典型状态工况下飞行器表面的层流流场，其中，壁面温度根据沿弹道气动热和飞行器结构计算得到；

该步骤中，层流流场的计算为本领域公知的技术，可采用商业软件或工具获得；

将计算得到的层流流场插值到飞行器表面沿法向的正交网格上；

以正交化的流场作为基本流，分析中性曲线，得到考虑横流影响的中性曲线；

基于得到的中性曲线，选取幅值增长率大于0的第二模态和横流模态扰动波，采用e-N方法对所述的扰动波沿势流方向积分，并取所计算的所有扰动波的N值的包络线作为飞行器表面的N值分布；