[发明专利]一种飞行试验转捩判断方法

说明书

本发明给出了一种飞行试验转捩判断方法。该方法通过采用数值计算的层流状态热流数据，对飞行试验的热流进行无量纲化，根据该无量纲热流的大小，对飞行器各测点的转捩状态进行判断。该方法不仅可以剔除来流参数、攻角变化等对热流的影响，而且可以对背风面转捩进行判断，更加直观地显示转捩阵面推进过程。

技术领域

本发明涉及一种飞行试验转捩判断方法，属于空气动力学技术领域。

背景技术

边界层转捩对高超声速飞行器的推进和热防护系统设计有重要影响。但由于转捩过程受到多种因素的影响，机理复杂，无论是理论分析、数值计算或风洞试验，准确预测转捩困难重重。国内外诸多研究机构试图通过开展转捩飞行试验提供真实飞行数据，从而完善转捩理论、验证和发展转捩计算模型、确认风洞试验结果，进一步增强转捩预测能力。

在分析转捩飞行试验结果时，一般把热流曲线发生突跃的位置作为转捩起始位置。但由于“曲线突跃”没有定量的判断准则，而且随着飞行状态(高度、马赫数、攻角、侧滑角)变化，也会导致热流突然增加；此外飞行器背风面热流绝对数值小且变化平缓。以上情况均无法简单的通过曲线突跃去准确判断是否转捩。

此时可以借助高精度的层流数值计算去判断转捩。相较于转捩和湍流状态，层流数值模拟不受各种物理模型的影响，精度高、可靠性强。采用数值计算获得飞行器表面的层流热流，对飞行试验热流进行无量纲化，获得无量纲热流，以衡量飞行试验热流偏离层流状态的程度。当该无量纲参数超过一定数值时，即认为转捩发生。无量纲热流不仅可以剔除来流参数、飞行姿态等对热流的影响，而且可以对背风面转捩进行判断，直观地研究转捩阵面推进过程。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有方法在判断转捩时的主观性以及无法对背风面转捩进行判断，提供了一种飞行试验转捩判断方法。

本发明解决技术的方案是：一种飞行试验转捩判断方法，步骤如下：

(1)通过飞行试验，实测飞行器壁面不同测点处温度数据，根据实测的温度数据，确定净热流以及净热流随时间的演化曲线；

(2)根据上述飞行试验实际飞行情况重构飞行器弹道，在该弹道上选取一系列状态点，采用数值方法，得到层流状态下各状态点壁面热流分布，进而确定飞行器试验中各测点位置的计算热流；

(3)根据步骤(1)(2)的结果计算每个测点的无量纲热流φ，φ≥2时，判断该测点处于转捩或湍流状态，否则处于层流状态。

优选的，所述的无量纲热流φ通过下述方式确定：

首先，将步骤(1)中确定的净热流转换至壁面温度为T时的热流所述的T与步骤(2)中计算热流时的壁面温度相同；

然后，利用公式计算无量纲热流；

其中，为步骤(2)中计算的热流。

优选的，所述的无量纲热流φ通过下述方式确定：

首先，将步骤(2)中计算的热流转换为各测点的净热流转换过程中使用的壁面温度采用飞行试验中实测的温度数据；

然后，利用公式计算无量纲热流；

其中，为步骤(1)中计算的净热流。

优选的，所述步骤(2)中的状态点要求能够反映重构弹道的重要特征，包括弹道顶点、攻角突变前后、侧滑角突变前后，以及其它会引起热流突变的状态点。

优选的，在步骤(3)中根据得到无量纲热流φ结合对应测点的位置，生成φ的云图，直观、清晰的看到转捩阵面随着状态点的变化过程。

优选的，根据每个时刻各个测点的无量纲热流φ，用横坐标表示时间，纵坐标表示各测点，生成φ的二维表格，将φ≥2的单元格突出显示，清晰直观的显示转捩的时空变化。