CN107330175B - 一种强制转捩装置的设计方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例提供了一种强制转捩装置的设计方法及系统，所述方法包括：获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。所述系统用于执行上述方法。本发明实施例根据扰动控制方程求解获得增长最快的涡，根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。

Description

一种强制转捩装置的设计方法及系统
技术领域
本发明实施例涉及空气动力学研究技术领域，具体涉及一种强制转捩装置的设计方法及系统。
背景技术
随着科技的发展，飞行器的出现无论对人们的日常生活还是国家的军事发展都造成了极大的影响。
对于乘波式高速飞行器，一方面我们需要利用层流流动的低阻力特性以节省燃料，另一方面也需要利用湍流流动不易分离和充分掺混的特点确保超燃冲压动机正常工作。利用上述流动特点的前提条件是能够掌握转捩控制方法，即将层流转化成湍流，以减少流动分离，提高流动抗反压能力，便于飞行器进气道的起动和超然发动机的正常工作。高速飞行器长度仅为米的量级，在如此短的距离内，单单依靠流动本身发展可能造成不转捩。可以在高速飞行器上设置强制转捩装置，以使得高速飞行器实现转捩功能，但是强制转捩装置的尺寸设计，是研究的一大难题。
因此，如何提出一种方案，能够提供一种强制转捩装置的尺寸设计方法，提高强制转捩装置尺寸设计的合理性，成为亟待解决的问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明实施例提供了一种强制转捩装置的设计方法及系统。
一方面，本发明实施例提供了一种强制转捩装置的设计方法，包括：
获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；
根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；
根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
进一步地，所述扰动控制方程为：
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz为系数矩阵，N表示非线性项，表示扰动项。
进一步地，所述根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡包括：将所述扰动方程的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，并根据展开后的扰动项和非线性项求解所述扰动方程，获得所述涡。
进一步地，所述根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，包括：
获取所述涡的展向波数，利用公式L＝2π/βopt获得所述强制转捩装置的展向长度；
获取所述涡的涡心高度和涡心距，利用公式获得所述强制转捩装置的高度；
式中，L表示所述强制转捩装置的展向长度，βopt表示所述展向波数，h表示所述涡心高度，d表示所述涡心距。
另一方面，本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计系统，包括：
扰动方程建立单元，用于获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；
扰动方程求解单元，用于根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；
强制转捩装置设计单元，用于根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
进一步地，所述扰动控制方程为：
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz为系数矩阵，N表示非线性项，表示扰动项。
进一步地，所述扰动方程求解单元具体用于：将所述扰动方程的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，并根据展开后的扰动项和非线性项求解所述扰动方程，获得所述增长最快的涡。
进一步地，其特征在于，强制转捩装置设计单元具体用于：
获取所述涡的展向波数，利用公式L＝2π/βopt获得所述强制转捩装置的展向长度；
获取所述涡的涡心高度和涡心距，利用公式获得所述强制转捩装置的高度；
式中，L表示所述强制转捩装置的展向长度，βopt表示所述展向波数，h表示所述涡心高度，d表示所述涡心距。
再一方面，本发明实施例提供一种用于强制转捩装置设计的电子设备，包括：
至少一个处理器；以及
与所述处理器通信连接的至少一个存储器，其中：
所述存储器存储有可被所述处理器执行的程序指令，所述处理器调用所述程序指令能够执行上述强制转捩装置的设计方法。
又一方面，本发明实施例提供一种非暂态计算机可读存储介质，其特征在于，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行上述强制转捩装置的设计方法。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计方法及系统，通过建立扰动控制方程，根据该扰动控制方程求解获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中强制转捩装置的设计方法的流程示意图；
图2为本法发明实施例中强制转捩装置的结构示意图；
图3为本发明实施例中一种涡的示意图；
图4为发明实施例中典型飞行状态下最不稳定涡示意图；
图5为本发明实施例中强制转捩装置的设计系统的结构示意图；
图6为发明实施例中的一种用于强制转捩装置设计的电子设备。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
图1为本发明实施例中强制转捩装置的设计方法的流程示意图，如图1所示，本发明实施例提供的强制转捩装置的设计方法包括：
S1、获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；
具体地，获取飞行器飞行时的流动参数如：雷诺数Re数、马赫数Ma数、普朗特数Pr数等，其中流动参数具体可以包括飞行器的飞行高度、飞行器表面温度、飞行器外形流向曲率以及强制转捩位置流向坐标等，当然根据需要，流动参数还可以包括其他具体的参数，本发明实施例不作具体限定。根据获得的流动参数建立扰动控制方程，具体可以利用纳维－斯托克斯方程即Navier-Stokes方程简称N-S方程，建立扰动控制方程。
S2、根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；
具体地，本发明实施例在实施过程中发现，乘波式高速飞行器进气道前体依靠多级压缩或是等熵压缩将高空中稀薄的空气压进燃烧室，无论采用何种压缩方式，由于存在流向曲率，流动遭受离心不稳定性，涡失稳将在此类流动转捩过程中扮演重要角色，是造成转捩的主要原因。因此，本发明实施例先建立扰动控制方程，后求解该扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡(哥特勒涡)。涡是一种大气流动从层流变湍流形成的漩涡。
S3、根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
具体地，获得增长最快的涡后，根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。图2为本法发明实施例中强制转捩装置的结构示意图，如图2所示，本发明实施例中的强制转捩装置是一种斜坡式强制转捩装置，是一种可以将大气层流转变成湍流的装置。获得强制转捩装置的展向长度和高度后，即可获得强制转捩装置的外形尺寸，完成强制转捩装置的结构设计。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计方法，通过建立扰动控制方程，根据该扰动控制方程求解获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
在上述实施例的基础上，所述扰动控制方程为：
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz为系数矩阵，N表示非线性项，表示扰动项。
具体地，获得飞行器飞行时的流动参数后，根据N-S方程可以获得扰动控制方程，具体为如下公式(1)
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz均为系数矩阵，可以由飞行器行时的流动参数获得；
N表示非线性项，是已知量，表示扰动项，是未知量，求解上述扰动控制方程(1)，及求解可以获得大气流动的速度、能量以及压力等，获得后可以得到增长最快的涡。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计方法，根据飞行器飞行时的流动参数，利用N-S方程建立扰动控制方程，根据该扰动控制方程求解获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
在上述实施例的基础上，所述根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡包括：将所述扰动方程的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，并根据展开后的扰动项和非线性项求解所述扰动方程，获得所述涡。
具体地，建立扰动控制方程后，可以将扰动方程中的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，具体的展开形式如下公式(2)和(3)：
式中：表示扰动项，N表示非线性项，αmn(x)表示流向波数，对于于涡失稳时α＝0，β表示展向波数，ω表示扰动频率，x表示流动方向坐标、y表示垂直于壁面方向坐标、z表示翼展方向坐标、t表示时间、m表示涡频率的倍数、n表示涡展向波数的倍数、M表示涡频率的最大倍数、N表示涡展向波数的最大倍数、i表示虚数单位、表示经过傅里叶变换的非线性项的、表示经过傅里叶变换的扰动项。
将展开后的扰动项和非线性项即公式(2)和(3)代入扰动控制方程即公式(1)中，可以获得如下公式(4)，即形函数所满足的方程：
其中：系数矩阵Hx，Hy和H定义为如下公式(5)：
数值求解上述方程即公式(5)，法向采用4阶中心差分即如下公式(6)：
网格点坐标y满足如下公式(7)：
式中：a、b表示网格变换的中间量、表示变换前的网格坐标with a、yi表示网格加密位置、ymax表示变换后的网格最表最大值。
可以将网格在壁面和yi处加密，并且可将一半的网格点控制在[0,yi]内。在求解过程中，基本流通过三次样条插值到求解网格，在壁面和远场对扰动提出Dirichlet边界条件即狄利克雷边界条件，具体如下：
壁面无速度和温度扰动：
远场无速度和温度扰动：
利用上述过程求解将非线性项和扰动项进行傅里叶展开后的方程，即上述公式(4)，可以获得增长最快的涡。
在实际应用时，因为各个参数的单位不统一，建立和求解扰动控制方程时需要将各个参数进行无量纲化。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计方法，根据飞行器飞行时的流动参数，利用N-S方程建立扰动控制方程，并利用傅里叶展开式求解该扰动控制方程获得增长最快的涡，提高了涡获取的准确性。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
在上述实施例的基础上，所述根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，包括：
获取所述涡的展向波数，利用公式L＝2π/βopt获得所述强制转捩装置的展向长度；
获取所述涡的涡心高度和涡心距，利用公式获得所述强制转捩装置的高度；
式中，L表示所述强制转捩装置的展向长度，βopt表示所述展向波数，h表示所述涡心高度，d表示所述涡心距。
具体地，可以通过稳定性理论计算，求解扰动控制方程，可以获得增长最快的涡扰动，对应于公式(2)的最优参数为展向波数βopt和扰动项qopt。图3为本发明实施例中一种涡的示意图，如图3所示，假设存在一个强制转捩装置，本发明实施例的计算经验表明，在该强制转捩装置的下游一倍长度位置H·cotθ处，会形成典型的流向涡。其中H为强制转捩装置的高度，θ为强制转捩装置顶端两个顶点到底边的高的夹角，具体如图2所示。为了简化设计，同时合理降低强制转捩装置的高度，本发明实施例中的强制转捩装置为斜坡式强制转捩装置，设定强制转捩装置底边之间没有空隙，同时，假定斜坡形强制转捩装置为尖头设计，具体如图2所示。图4为发明实施例中典型飞行状态下最不稳定涡示意图，如图4所示，涡的涡心大约位于斜坡形强制转捩装置斜边的中点位置。依照上述原理，可以采用如下方法确定斜坡形强制转捩装置的展向长度和高度：
根据增长最快的涡的展向波数βopt，利用如下公式(8)，获得强制转捩装置的展向长度：
L＝2π/βopt (8)
式中：L表示强制转捩装置的展向长度，βopt表示涡的展向波数。
根据求解获得的扰动项，可以得到扰动项qopt，涡在y、z平面表现为流向涡形式。如图4所示，若将涡心高度记为h，涡心距为d，由此可确定强制转捩装置的高度H，满足如下公式(9)
式中：L表示强制转捩装置的展向长度，d表示涡的涡心距，h表示涡的高度。
根据公式(8)和(9)可以分别获得强制转捩装置的展向长度L和高度H，如图2所示，获得强制转捩装置的展向长度L和高度H后，就确定了强制转捩装置的结构尺寸，即完成强制转捩装置的设计。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计方法，根据飞行器飞行时的流动参数，利用N-S方程建立扰动控制方程，并利用傅里叶展开式求解该扰动控制方程获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数涡心距和涡心高度，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
图5为本发明实施例中强制转捩装置的设计系统的结构示意图，如图5所示，本发明实施例提供的强制转捩装置的设计系统包括：扰动方程建立单元51、扰动方程求解单元52和强制转捩装置设计单元53，其中：
扰动方程建立单元51用于获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；扰动方程求解单元52用于根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；强制转捩装置设计单元53用于根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
具体地，扰动方程建立单元51获取飞行器飞行时的流动参数如：雷诺数Re数、马赫数Ma数、普朗特数Pr数等，其中流动参数具体可以包括飞行器的飞行高度、飞行器表面温度、飞行器外形流向曲率以及强制转捩位置流向坐标等，当然根据需要，流动参数还可以包括其他具体的参数，本发明实施例不作具体限定。根据获得的流动参数建立扰动控制方程，具体可以利用纳维－斯托克斯方程即Navier-Stokes方程简称N-S方程，建立扰动控制方程。扰动方程求解单元52求解该扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡。获得增长最快的涡后，强制转捩装置设计单元53根据增长最快的涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计系统，通过建立扰动控制方程，根据该扰动控制方程求解获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
在上述实施例的基础上，所述扰动控制方程为：
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz为系数矩阵，N表示非线性项，表示扰动项。
具体地，获得飞行器飞行时的流动参数后，根据N-S方程可以获得扰动控制方程，具体为如上述公式(1)。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计系统，根据飞行器飞行时的流动参数，利用N-S方程建立扰动控制方程，根据该扰动控制方程求解获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
在上述实施例的基础上，所述扰动方程求解单元具体用于：将所述扰动方程的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，并根据展开后的扰动项和非线性项求解所述扰动方程，获得所述涡。
具体地，建立扰动控制方程后，扰动方程求解单元可以将扰动方程中的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，具体的展开形式如上述公式(2)和(3)。将展开后的扰动项和非线性项即公式(2)和(3)代入扰动控制方程即公式(1)中，并进行数值求解，可以获得涡。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计系统，根据飞行器飞行时的流动参数，利用N-S方程建立扰动控制方程，并利用傅里叶展开式求解该扰动控制方程获得增长最快的涡，提高了涡获取的准确性。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
在上述实施例的基础上，强制转捩装置设计单元具体用于：
获取所述涡的展向波数，利用公式L＝2π/βopt获得所述强制转捩装置的展向长度；
获取所述涡的涡心高度和涡心距，利用公式获得所述强制转捩装置的高度；
式中，L表示所述强制转捩装置的展向长度，βopt表示所述展向波数，h表示所述涡心高度，d表示所述涡心距。
具体地，通过稳定性理论计算，求解扰动控制方程，可以获得增长最快的涡扰动，对应于公式(2)的最优参数为展向波数βopt和扰动项qopt。根据涡的展向波数βopt，利用上述公式(8)，获得强制转捩装置的展向长度，利用上述公式(9)可以获得强制转捩装置的高度，从而确定强制转捩装置的结构尺寸，完成强制转捩装置的设计。
本发明实施例提供一种强制转捩装置的设计系统，根据飞行器飞行时的流动参数，利用N-S方程建立扰动控制方程，并利用傅里叶展开式求解该扰动控制方程获得增长最快的涡。由于涡失稳对转捩有重要的影响，本发明实施例根据涡的参数涡心距和涡心高度，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
图6为发明实施例中的一种用于强制转捩装置设计的电子设备，如图6所示，所述电子设备可以包括：处理器(processor)61、存储器(memory)62和通信总线63，其中，处理器61，存储器62通过通信总线63完成相互间的通信。处理器61可以调用存储器62中的逻辑指令，以执行如下方法：获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
此外，上述的存储器62中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。其中，本发明实施例中的寻人信息推送装置可以至上述的寻人平台。
本发明实施例提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行上述各方法实施例所提供的方法，例如包括：获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。
以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种强制转捩装置的设计方法，其特征在于，包括：
获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；
根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；
根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度；
其中，所述根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，包括：
获取所述涡的展向波数，利用公式L＝2π/βopt获得所述强制转捩装置的展向长度；
获取所述涡的涡心高度和涡心距，利用公式获得所述强制转捩装置的高度；
式中，H表示强制转捩装置的高度，L表示所述强制转捩装置的展向长度，βopt表示所述展向波数，h表示所述涡心高度，d表示所述涡心距。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述扰动控制方程为：
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz为系数矩阵，N表示非线性项，表示扰动项。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡，包括：将所述扰动方程的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，并根据展开后的扰动项和非线性项求解所述扰动方程，获得所述增长最快的涡。
4.一种强制转捩装置的设计系统，其特征在于，包括：
扰动方程建立单元，用于获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；
扰动方程求解单元，用于根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层涡；
强制转捩装置设计单元，用于根据所述涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度；
其中，所述强制转捩装置设计单元具体用于：
获取所述涡的展向波数，利用公式L＝2π/βopt获得所述强制转捩装置的展向长度；
获取所述涡的涡心高度和涡心距，利用公式获得所述强制转捩装置的高度；
式中，H表示强制转捩装置的高度，L表示所述强制转捩装置的展向长度，βopt表示所述展向波数，h表示所述涡心高度，d表示所述涡心距。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述扰动控制方程为：
式中：Γ，A，B，C，D，Hxx，Hyy，Hzz，Hxy，Hyz和Hxz为系数矩阵，N表示非线性项，表示扰动项。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述扰动方程求解单元具体用于：将所述扰动方程的扰动项和非线性项进行傅里叶展开，并根据展开后的扰动项和非线性项求解所述扰动方程，获得所述增长最快的涡。
7.一种用于强制转捩装置设计的电子设备，其特征在于，包括：
至少一个处理器；以及
与所述处理器通信连接的至少一个存储器，其中：
所述存储器存储有可被所述处理器执行的程序指令，所述处理器调用所述程序指令能够执行如权利要求1至3任一项所述的方法。
8.一种非暂态计算机可读存储介质，其特征在于，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行如权利要求1至3任一项所述的方法。
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