[发明专利]一种复杂外形的高超声速边界层转捩判定方法

说明书

一种复杂外形的高超声速边界层转捩判定方法：(1)基于风洞来流条件和模型缩比，利用数值模拟初步计算复杂外形测试面的转捩形状和位置；(2)沿流向阵列式布置薄膜电阻温度计；(3)开展风洞测热实验，取得测试面上不同母线的热流分布和每个测点的热流时间序列曲线；(4)基于风洞来流条件，计算全层流和全湍流两种条件下测试面上不同母线的热流分布和对应测点的热流时间序列曲线；(5)针对每条母线确定每条母线的转捩位置；(6)根据步骤(5)中确定的每条母线上的转捩起始位置和或转捩终止位置，将每个转捩起始位置和或终止位置连线，并做平滑处理，最终获得复杂外形的转捩形状线和位置。

技术领域

本发明可在数值计算的辅助下，通过阵列布置薄膜电阻温度计，测量和判定高超声速复杂外形的边界层转捩位置。

背景技术

高超声速边界层转捩广泛存在于航天飞行器的内外流中，其对飞行器的气动力/热载荷、控制效率、推进性能等都有重要影响。通过地面试验测量飞行器表面的边界层转捩位置，可为飞行器设计提供必要的指导。

在高超声速领域，边界层转捩会导致飞行器壁面的热流和摩阻增加，相对于层流边界层，湍流边界层的热流和摩阻值将增加3-5倍。因此，常规的边界层转捩判定方法是，利用热流和摩阻的增加，来判断转捩起始点。然而，高超声速飞行器前体上常存在压缩面或突起物，其会导致热流和摩阻的改变，从而使常规的边界层转捩判定方法失效，如美国X-51飞行器的前体压缩面。

国内外的转捩测量主要集中在圆锥和平板等简单外形。这类外形的边界层发展在展向(或周向)是同步的，仅需测量任意一条流向母线的转捩即可。在复杂外形上，受到三维横流涡、大尺度涡结构等的影响，展向边界层发展不同步，进而导致转捩位置存在较大差异。国外常采用温敏漆或红外热图等面测量技术开展复杂外形的转捩。国内，虽然磷光热图技术发展较成熟，但其低热流的测量精度尚无法完全满足转捩测量的需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种复杂外形的高超声速边界层转捩判定方法，实现复杂外形的边界层转捩测量与判定问题，有效解决复杂外形导致的边界层转捩不同步和局部干扰导致的常规转捩判定方法失效的问题。

本发明的技术方案一：一种高超声速复杂外形转捩判定方法，步骤如下：

(1)基于风洞来流条件和模型缩比，利用数值模拟初步计算复杂外形测试面的转捩形状和位置；

(2)根据步骤(1)中计算的复杂外形测试面的转捩形状和位置结合飞行器的外形，沿流向阵列式布置薄膜电阻温度计，其中阵列式布置包含平行流向的母线数量及每条母线上的薄膜电阻温度计位置即测点和数量；

(3)开展风洞测热实验，取得测试面上不同母线的热流分布；

(4)基于风洞来流条件，计算全层流和全湍流两种条件下测试面上不同母线的热流分布；

(5)针对每条母线分别按照下述处理确定每条母线的转捩位置：

将步骤(3)中得到某一条母线的热流分布首先与步骤(4)中全层流条件下对应母线的热流分布沿流向进行比对，当该母线上第一次出现某一测点的比对差异超出预设的范围时，则该测点为该条母线转捩起始位置；

从上述确定的转捩起始位置开始，将该条母线步骤(3)中得到的热流分布与全湍流条件下的热流分布沿流向进行比对，当该母线上第一次出现某一测点的比对差异进入预设的范围时，则该测点为该条母线转捩终止位置；

(6)根据步骤(5)中确定的每条母线上的转捩起始位置和或转捩终止位置，将每个转捩起始位置和或终止位置连线，并做平滑处理，最终获得复杂外形的转捩形状线和位置。

本发明的技术方案二：一种高超声速复杂外形转捩测量及判定方法，步骤如下：

(1)基于风洞来流条件和模型缩比，利用数值模拟初步计算复杂外形测试面的转捩形状和位置；