[发明专利]一种适用于高超声速飞行试验转捩研究的测点布置方法

说明书

一种适用于高超声速飞行试验转捩研究的测点布置方法，通过下述方式实现：S1、根据测量需求，确定是测量自然转捩还是强制转捩，若为测量自然转捩，则转S2；若为强制转捩，则转S3；S2、根据测量需求测量主流转捩情况和或横流效应的转捩情况，其中测量主流转捩情况时，测点布置高超声速飞行器主流方向的流线上；测量横流效应的转捩情况时，将测点布置于侧向具有横流速度的位置上；所述的主流方向为飞行器中心流线方向及与其夹角不超过3°的流线方向；S3、在所述飞行器上预先确定的位置设置粗糙元，并将测点布置在粗糙元所在流线的下游；上述测点位置通过安装传感器实现飞行试验过程中飞行器表面物理量的测量。

技术领域

本发明属于航天飞行器转捩研究领域。

背景技术

转捩是指流态从层流向湍流转变的过程，其物理机理是随着雷诺数的增加，层流流动开始不稳定，导致流动中的扰动持续增长，继而出现复杂的非线性扰动，产生涡结构和涡的破碎，最终使流动演变为混沌状态(即湍流状态)。当边界层发生转捩时，飞行器表面将从层流加热过渡到湍流加热，表面热流会有数倍的增长，使得表面热环境发生明显的变化。图1给出再入飞行器在发生转捩时的表面热流变化情况，可以看到，当发生转捩时，表面热流增长了3倍左右。因此，转捩的准确预测在工程设计上十分重要，如果转捩位置比预测值提前，则可能造成飞行器的防热层被烧穿，反之，则会带来不必要的防热层厚度。

转捩是一种复杂的流动现象，多种因素均可能诱发转捩。对于转捩，人们的认识尚不完整，转捩理论不完备，转捩分析与模拟的方法也不是很成熟，特别是在高超声速领域，由于耦合了气动热的问题，加之地面试验模拟困难，相关的理论和方法更不成熟。对于转捩本质的认识和相关的工程实践均表明，在工程上解决转捩问题必须基于试验数据。通过对试验数据的分析，可以揭示转捩的内在机理，认识转捩的物理规律，提炼和总结可用于工程设计的转捩物理模型，构建有效的转捩分析预示方法。

从现有技术来看，高超声速转捩测量主要是以风洞试验为主。其中常规激波风洞试验由于存在很强的背景噪声，而噪声对转捩有显著影响，因此，常规风洞试验获得的转捩信息明显失真，不能反映真实的飞行情况，试验数据仅在对比研究中具有参考价值；高超声速静风洞原理上控制了常规风洞中存在的强噪声，被认为是能够接近真实的飞行环境，但是，目前的高超声速静风洞仅具备最大试验马赫数6，最大喷管口径仅能达到300mm，且静音状态运行的最大驻室总压也只能达到1MPa，来流环境仍存在天地差异，气动加热情况也与飞行状态不同，因此其对转捩的研究也存在明显的局限性。另外，地面风洞和飞行试验差别明显，其常用的铂薄膜热流传感器、流场显示技术等无法应用于飞行试验。

飞行试验转捩测量按测量的物理量来说主要分为两类，一是热参数传感器，一是压力参数传感器，其中热参数传感器又分为热流传感器和温度传感器。热流传感器和温度传感器可以获得转捩起始位置和转捩结束位置，主要用于获取转捩过程和转捩阵面信息；压力测量主要采用高频脉动压力传感器，用于获取飞行器真实表面附近的流场扰动情况。

近些年来，高超声速技术蓬勃发展，对转捩研究的需求也越来越迫切，而通过飞行试验获取转捩测量数据并进而基于试验数据揭示转捩的内在机理，认识转捩的物理规律性，构建有效的转捩分析预示方法显得十分迫切。本发明在于给出了一种适用于高超声速飞行试验转捩研究测点布置的方法，为飞行试验转捩研究提供重要保证。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对高超声速飞行器转捩理论研究不足和地面风洞试验无法满足转捩研究需求的情况，需要飞行试验测量转捩数据为转捩理论研究和方法改进提供支撑，本发明提出了一种适用于高超声速转捩研究的测点布置方法，能够有效用于转捩研究时的测点布置。

本发明的技术解决方案是：一种适用于高超声速飞行试验转捩研究的测点布置方法，通过下述方式实现：

S1、根据测量需求，确定是测量自然转捩还是强制转捩，若为测量自然转捩，则转S2；若为强制转捩，则转S3；