CN102521482A - 一种粘性干扰效应气动力天地换算方法 - Google Patents

Abstract

一种粘性干扰效应气动力天地换算方法，包括如下步骤：(1)通过地面风洞试验获得粘性作用下的气动力数据；(2)通过无粘Euler方程CFD计算获得无粘气动力数据；(3)采用激波修正的粘性干扰相关性参数

将气动力数据换算到实际飞行状态。本发明基于已有地面风洞试验设备和条件，基于已有的高效CFD计算方法，无需进行地面硬件设备的改进和CFD软件技术的开发；原理简单，实际可操作性强；换算更为准确。

Description

一种粘性干扰效应气动力天地换算方法

技术领域

本发明涉及一种粘性干扰效应气动力天地换算方法。

背景技术

飞行器再入大气层早期通常处于高马赫数、低雷诺数飞行条件下，壁面附近异常厚的粘性边界层导致流线的偏移效应，这种偏移可以认为等效于物体壁面增厚。显然这种壁面厚度的增加会导致边界层外边界上的压力增加，而由于外流场压力传输到边界层内基本没有改变，因此物体壁面的压力也就同样跟随增加了。反过来，边界层内压力的增加，使得边界层厚度趋于减小，因而壁面速度和温度的梯度增加，使得摩擦阻力和热流相应增加。这就是高超声速粘性干扰效应的作用机理，反映了粘性边界层与外流场压力之间的相互作用。

地面风洞试验方法和无粘Euler方程CFD(computational fluid dynamic，计算流体动力学)方法是目前广泛应用于飞行器气动性能预测的方法，在一定范围内其技术已经非常成熟(分别参考《高超声速气动力试验》，中国人民解放军总装备部军事训练教材编辑工作委员会主编，国防工业出版社，2004年1月；《计算空气动力学》，傅德熏主编，宇航出版社，1994年11月)。但是对于高超声速粘性干扰效应作用下的气动力性能，此两种方法都无法进行准确预测。因此必须建立一种将现有风洞试验能力获得的气动力数据外推到实际飞行试验数据的换算方法。

对广泛的航天飞机轨道器高超声速风洞试验数据库的分析表明，粘性相关性参数为预测高空粘性干扰区飞行气动特性提供了最适用的外推技术。80年代ADDB(Aerodynamic Design Data Book，Volume I：OrbiterVehicle[SD72-SH-0060]，1980年)采用了

作为粘性干扰区的相关性参数。ADDB中对于航天飞机轨道器飞行前高空气动力数据的预测，是基于地面风洞大量较低马赫数和较高雷诺数情况下(即各种较小的粘性干扰相关性参数)获得的实验数据，拟合得到气动力数据关于的经验性公式，然后外插得到飞行状态下(较高马赫数和较低雷诺数)的气动力数据。该方法不仅经验性强，适用范围有限，而且需要大量实验结果，成本很高。

实际上，由于粘性干扰相关参数是基于零攻角平板流动理论建立起来的，应用到较大攻角下的航天飞机轨道器再入阶段的气动力系数关联上会存在一定偏差。事实上，在一定攻角下，气流经过飞行器前体形成的斜激波后的流动参数与自由来流相比发生了很大改变，如果仍然基于自由来流的物理参数建立关联参数

其关联性必然下降。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：基于目前的地面风洞试验条件和CFD计算能力，提供更加准确实用的粘性干扰效应气动力换算方法。

本发明包括如下技术方案：

一种粘性干扰效应气动力天地换算方法，包括如下步骤：

(1)采用地面风洞试验获得粘性作用下的气动力数据C_e；

(2)采用无粘Euler方程CFD计算获得无粘气动力数据C_o；

(3)采用公式(i)计算地面风洞试验状态下的粘性干扰相关性参数

和实际飞行来流状态下的粘性干扰相关性参数

其中的壁面温度和自由来流条件分别取对应的风洞试验状态和实际飞行状态；

${\stackrel{\‾}{v}}_{\∞}^{\′\′}\≡\frac{M_{\∞}{C}^{\′}}{\sqrt{{\mathrm{Re}}_{\∞}}}---\left(i\right)$

式中 $C^{\′}={\left(\frac{T^{\′}}{T_{\∞}}\right)}^{0.5}\left(\frac{T_{\∞}+122.1\×{10}^{-(5/T_{\∞})}}{T^{\′}+122.1\×{10}^{-(5/T^{\′})}}\right)$ 而 $\frac{T^{\′}}{T_{\∞}}=0.468+0.532\frac{T_w}{T_{\∞}}+0.195\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{M}_{\∞}^2$

其中T_w为飞行器壁面温度，T_∞、M_∞、Re_∞分别为自由来流的温度、马赫数和雷诺数；T′为参考温度，γ为比热比；

(4)采用下面的公式(ii)计算实际飞行状态下的气动力数据C_f；

$.C_f=C_o+\frac{{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞\_f}^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞\_e}^{\′\′}}\·(C_e-C_o)---\left(\mathrm{ii}\right)$

所述换算方法用于计算大升力面高超声速飞行器粘性干扰效应作用下的气动力数据。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)地面风洞试验方法和无粘Euler方程CFD方法是目前广泛应用于飞行器气动性能预测的方法，在一定范围内其技术已经非常成熟。但是对于高超声速粘性干扰效应作用下的气动力性能，此两种方法都无法进行准确预测，而本发明提出的激波修正的粘性干扰相关性参数

将这两种方法获得的气动力数据进行了关联修正，很好的预测了高超声速飞行器粘性干扰效应作用下的气动力性能。

(2)本发明以零攻角平板粘性干扰理论和斜激波理论为基础建立了

的修正形式

(斜激波修正后的粘性干扰相关参数)，粘性干扰效应的关联性大大提高，从而提高了大升力面飞行器在粘性干扰效应下的气动力数据天地换算方法的准确性。

(3)本发明基于已有地面风洞试验设备和条件，基于已有的高效CFD计算方法，无需进行地面硬件设备的改进和CFD软件技术的开发；原理简单，实际可操作性强。

附图说明

图1为本发明换算方法的流程图。

图2为本发明方法与现有方法的比较图。

具体实施方式

图1为本发明的流程图，包括如下步骤：(1)通过地面风洞试验获得粘性作用下的气动力数据；(2)通过无粘Euler方程CFD计算获得无粘气动力数据；(3)采用激波修正的粘性干扰相关性参数

将气动力数据换算到实际飞行状态。本发明针对大升力面布局高超声速飞行器外形，基于其地面风洞高超声速试验获得的气动力数据和CFD计算获得无粘气动力数据进行外推，换算获得高空、高马赫数实际飞行条件下的气动力数据。

具体包括如下步骤：

(1)针对大升力面高超声速飞行器外形，在地面高超声速风洞设备中，采用六分量测力天平对缩比的试验模型进行吹风实验，获得其粘性作用下的气动力数据C_e；

(2)针对大升力面高超声速飞行器外形，采用Euler方程CFD数值方法模拟其实际飞行状态的高超声速无粘流动，通过对飞行器表面压力的积分获得作用于表面的无粘气动力数据C_o；

(3)采用下面的公式(i)计算地面风洞试验状态下的粘性干扰相关性参数

和实际飞行来流状态下的粘性干扰相关性参数

其中的壁面温度和自由来流条件分别取对应的风洞试验状态和实际飞行状态；

${\stackrel{\‾}{v}}_{\∞}^{\′\′}\≡\frac{M_{\∞}{C}^{\′}}{\sqrt{{\mathrm{Re}}_{\∞}}}---\left(i\right)$

式中 $C^{\′}={\left(\frac{T^{\′}}{T_{\∞}}\right)}^{0.5}\left(\frac{T_{\∞}+122.1\×{10}^{-(5/T_{\∞})}}{T^{\′}+122.1\×{10}^{-(5/T^{\′})}}\right)$ 而 $\frac{T^{\′}}{T_{\∞}}=0.468+0.532\frac{T_w}{T_{\∞}}+0.195\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{M}_{\∞}^2$

其中T_w为相应状态的飞行器壁面温度，T_∞、M_∞、Re_∞分别为相应状态的自由来流的温度、马赫数和雷诺数；T′为相应状态的参考温度，γ为相应状态的比热比。

(4)根据

的关联性，采用下面的公式(ii)计算实际飞行状态下的气动力数据C_f。

$C_f=C_o+\frac{{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞\_f}^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞\_e}^{\′\′}}\·(C_e-C_o)---\left(\mathrm{ii}\right)$

本发明提出的激波修正的粘性干扰相关性参数

其理论来源于零攻角平板粘性干扰理论和斜激波理论。斜激波修正后的粘性干扰效应相关性参数

与

的关系如下：

${\stackrel{\‾}{v}}_{\∞}^{\′\′}\≡\frac{M_{\∞}{C}^{\′}}{\sqrt{{\mathrm{Re}}_{\∞}}}=\sqrt{C^{\′}}\·{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞}^{\′}$

针对某大升力面飞行器外形进行了考察分析，见图2，各气动力系数(C_{A_V}表示粘性摩擦力系数，C_{m_V}表示粘性力引起俯仰力矩系数)与斜激波修正后的粘性干扰效应相关性参数

的关联性明显高于零攻角平板粘性干扰效应相关性参数

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (2)

1.一种粘性干扰效应气动力天地换算方法，其特征在于：包括如下步骤：

(1)采用地面风洞试验获得粘性作用下的气动力数据C_e；

(2)采用无粘Euler方程CFD计算获得无粘气动力数据C_o；

(3)采用公式(i)计算地面风洞试验状态下的粘性干扰相关性参数

和实际飞行来流状态下的粘性干扰相关性参数

其中的壁面温度和自由来流条件分别取对应的风洞试验状态和实际飞行状态；

${\stackrel{\‾}{v}}_{\∞}^{\′\′}\≡\frac{M_{\∞}{C}^{\′}}{\sqrt{{\mathrm{Re}}_{\∞}}}---\left(i\right)$

式中 $C^{\′}={\left(\frac{T^{\′}}{T_{\∞}}\right)}^{0.5}\left(\frac{T_{\∞}+122.1\×{10}^{-(5/T_{\∞})}}{T^{\′}+122.1\×{10}^{-(5/T^{\′})}}\right)$ 而 $\frac{T^{\′}}{T_{\∞}}=0.468+0.532\frac{T_w}{T_{\∞}}+0.195\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{M}_{\∞}^2$

其中T_w为飞行器壁面温度，T_∞、M_∞、Re_∞分别为自由来流的温度、马赫数和雷诺数；T′为参考温度，γ为比热比；

(4)采用下面的公式(ii)计算实际飞行状态下的气动力数据C_f；

$.C_f=C_o+\frac{{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞\_f}^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{v}}_{\∞\_e}^{\′\′}}\·(C_e-C_o)---\left(\mathrm{ii}\right)$

2.根据权利要求1所述的一种粘性干扰效应气动力天地换算方法，其特征在于：所述换算方法用于计算大升力面高超声速飞行器粘性干扰效应作用下的气动力数据。

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