CN108195542B - 一种飞行试验测点位置的流态判读方法 - Google Patents

一种飞行试验测点位置的流态判读方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108195542B
CN108195542B CN201711419554.5A CN201711419554A CN108195542B CN 108195542 B CN108195542 B CN 108195542B CN 201711419554 A CN201711419554 A CN 201711419554A CN 108195542 B CN108195542 B CN 108195542B
Authority
CN
China
Prior art keywords
flight test
curve
calculating
reynolds number
flow
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201711419554.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108195542A (zh
Inventor
杨武兵
刘智勇
沈清
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201711419554.5A priority Critical patent/CN108195542B/zh
Publication of CN108195542A publication Critical patent/CN108195542A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108195542B publication Critical patent/CN108195542B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Measuring Volume Flow (AREA)
  • Testing Or Calibration Of Command Recording Devices (AREA)

Abstract

本发明涉及一种飞行试验测点位置的流态判读方法。该方法的设计原理为：能量守恒与湍流特性。该方法的实现方式为：首先根据飞行试验测量得到的温度曲线T(t)计算得到温升速率T'(t)；然后根据飞行试验弹道和压力测量值计算获得pu(t)曲线；再根据飞行试验弹道获得雷诺数Re曲线；最后对比T'(t)与pu(t)曲线，当T'(t)开始增加而pu减小时表明该测点转捩进入湍流状态，Re曲线用于辅助判读。本发明基于热功转换原理，利用飞行试验自身测量数据及其衍生数据，无需额外计算，能够实现测点位置流态的快速判读；本发明大大减小了飞行试验后数据处理的时间，基本上可以达到实时处理。

Description

一种飞行试验测点位置的流态判读方法
技术领域
本发明属于空气动力学技术领域，用于飞行试验测点所在位置的流态判读。
背景技术
边界层流态包括层流、湍流以及层流到湍流的转捩(转捩是指层流到湍流的过渡阶段)，由于层流和湍流对质量、动量和能量的输运性质不同，湍流状态下的摩阻和热流是层流时的3-5倍，因此，流态判读是气动特性预测的基础。
目前，关于边界层转捩的飞行试验增多，因此，涉及测点所在位置流态的流态判读问题。比较常用的方法是，沿飞行弹道分别开展全层流和全湍流计算，获得层流热流和湍流热流曲线，飞行试验实际测量的曲线一般位于两者之间，把实测曲线偏离层流预测曲线对应的时间视为进入转捩。这种流态判读方法的主要缺点是，需要额外补充大量弹道点的全层流和全湍流计算，计算量较大，耗时长，判读不及时。
发明内容
本发明提供一种飞行试验测点位置的流态判读方法，使得工程人员能够根据飞行试验数据快速判读出测点位置的流态，快速获取测点进入转捩和退出转捩的时刻。
本发明的技术解决方案是：
提供一种飞行试验测点位置的流态判读方法，包括如下步骤：
(1)由飞行试验数据，获取测点处的温度数据T(t)，表面压力数据p(t)，飞行高度H(t)，飞行马赫数Ma(t)，t为记录时刻；
(2)根据飞行高度H(t)计算大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)；
(3)计算获得飞行速度u(t)＝c(t)·Ma(t)，单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)和组合变量W(t)＝p(t)·u(t)；
(4)根据T(t)计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；绘制W(t)曲线；
(5)对比W(t)和T'(t)曲线，当W(t)减小而T'(t)增加时，测点处流态为湍流；当W(t)增加而T'(t)减小时，测点处流态为层流。
优选的，步骤(3)还包括计算单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)；步骤(4)还包括绘制雷诺数曲线Re(t)；还包括步骤(5)判别流态为湍流时，计算当地雷诺数Re＝Re(t)·xt，如果当地雷诺数不大于设定雷诺数阈值，则判断该湍流为误判读，如果大于设定雷诺数阈值，则判读有效，xt为测点所在位置距飞行器端头距离。
优选的，步骤(2)中根据飞行高度H(t)计算大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)采用boops大气参数计算软件。
优选的，步骤(4)中在Tecplot绘图软件中导入数据T(t)，W(t)，根据T(t)计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；绘制W(t)曲线。
优选的，步骤(4)还包括利用Tecplot数据处理中的光滑功能对T(t)进行滤波，使得曲线光顺，再利用其分析功能计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明利用成熟的商业软件进行数据后处理，简单易用；
(2)本发明基于热功转换原理，利用飞行试验自身测量数据及其衍生数据，无需额外计算，能够实现测点位置流态的快速判读；本发明大大减小了飞行试验后数据处理的时间，基本上可以达到实时处理。
(3)本发明通过雷诺数进行辅助判断，可以提高流态判断的准确性。
附图说明
图1为T(t)，T'(t)，Re(t)和W(t)曲线；
图2为本发明测点位置流态判读流程图。
具体实施方式
对于飞行器表面流态，通常基于热流q的变化进行判读，壁面热流
Figure GDA0002179730710000031
Figure GDA0002179730710000032
为温度法向梯度，k为导热系数。对于边界层流动，与W(t)正相关，即W(t)越大，
Figure GDA0002179730710000034
越大；T'(t)与q正相关，即q越大，T'(t)越大；因此，如果W(t)减小(即
Figure GDA0002179730710000035
减小)，而T'(t)增加(q增加)，说明只可能是导热系数k增加引起的，代表流态由层流变为湍流，因此，该时刻是测点所在位置层流到湍流的转捩时刻。
同样如果W(t)增加，而T'(t)开始减小代表流态由湍流变为层流，对应时刻为测点所在位置湍流到层流的转捩时刻。
结合图2，下面以钝楔飞行试验为例对本发明进行更详细的说明：
(1)从飞行试验获得测点处的温度数据T(t)，表面压力数据p(t)，飞行高度H(t)，飞行马赫数Ma(t)。
(2)利用boops软件(大气参数计算软件)根据飞行高度H(t)计算给出大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)；
(3)计算获得飞行速度u(t)＝c(t)·Ma(t)，单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)和组合变量W(t)＝p(t)·u(t)；
(4)在Tecplot绘图软件中导入数据T(t)，W(t)和Re(t)，利用Tecplot软件的数据处理功能对T(t)数据进行滤波，使数据光滑；再利用该软件的分析功能计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；
(5)各曲线图如图1所示，对比W(t)和T'(t)曲线，可获得以下结论：
(a)在t＝21s时，W(t)开始减小，而T'(t)反而增加，这一趋势持续到t＝47s，表明在[21s，47s]区间内，测点处的流态处于湍流状态。
(b)在t＝47s时T'(t)开始减小，而W(t)先减小后增加，这一趋势持续到t＝59s，表明在[47s，59s]区间内，测点处的流态处于层流状态。
(c)在t＝59s时T'(t)再次开始增加，而W(t)在减小，这一趋势持续到t＝71s，表明在[59s，71s]区间内，测点处的流态处于湍流状态。
(d)根据Re(t)曲线进行辅助判读。对于钝楔体，层流到湍流的转捩雷诺数阈值可取5.0×105，即Re(t)·xt<5.0×105时只可能是层流流态，其中xt为测点所在位置距飞行器端头距离。图1中Re(t)的单位为105，分析的测点位置为xt＝0.8m，可以看到，在判读的两个湍流区，均有Re(t)·xt>5.0×105，因此，此次判读是有效的。
飞行试验测点位置的流态判读方法，包括如下步骤：
(1)由飞行试验数据，获取测点处的温度数据T(t)，表面压力数据p(t)，飞行高度H(t)，飞行马赫数Ma(t)，t为记录时刻；
(2)根据飞行高度H(t)计算大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)；
(3)计算获得飞行速度u(t)＝c(t)·Ma(t)，单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)和组合变量W(t)＝p(t)·u(t)；
(4)根据T(t)计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；绘制W(t)曲线；
(5)对比W(t)和T'(t)曲线，当W(t)减小而T'(t)增加时，测点处流态为湍流；当W(t)增加而T'(t)减小时，测点处流态为层流。
步骤(2)中根据飞行高度H(t)计算大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)采用boops大气参数计算软件。
步骤(3)还包括计算单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)；步骤(4)还包括绘制单位雷诺数Re(t)曲线；还包括步骤(5)判别流态为湍流时，计算当地雷诺数Re＝Re(t)·xt，如果当地雷诺数不大于设定雷诺数阈值，则判断该湍流为误判读，如果大于设定雷诺数阈值，则判读有效，xt为测点所在位置距飞行器端头距离。
步骤(4)中在Tecplot绘图软件中导入数据T(t)，W(t)，根据T(t)计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；绘制W(t)曲线。
步骤(4)还包括利用Tecplot数据处理中的光滑功能对T(t)进行滤波，使得曲线光顺，再利用其分析功能计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt。
本发明大大减小了飞行试验后数据处理的时间，基本上可以达到实时处理。
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。
以上通过钝楔飞行试验为例描述了本发明的具体实施方式，但并非是对本发明的限制，实际上，只要飞行试验给出了弹道，压力和温度测量数据，均可用本发明所介绍的方法判读测点所在位置流态。还需说明的是，凡是依据本发明的技术实质对以上实例所做的任何简单修改均属于本发明的技术范围。

Claims (5)

1.一种飞行试验测点位置的流态判读方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)由飞行试验数据，获取测点处的温度数据T(t)，表面压力数据p(t)，飞行高度H(t)，飞行马赫数Ma(t)，t为记录时刻；
(2)根据飞行高度H(t)计算大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)；
(3)计算获得飞行速度u(t)＝c(t)·Ma(t)，单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)和组合变量W(t)＝p(t)·u(t)；
(4)根据T(t)计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；绘制W(t)曲线；
(5)对比W(t)和T'(t)曲线，当W(t)减小而T'(t)增加时，测点处流态为湍流；当W(t)增加而T'(t)减小时，测点处流态为层流。
2.根据权利要求1所述的一种飞行试验测点位置的流态判读方法，其特征在于：步骤(3)还包括计算单位雷诺数Re(t)＝u(t)/ν(t)；步骤(4)还包括绘制单位雷诺数Re(t)曲线；还包括步骤(5)判别流态为湍流时，计算当地雷诺数Re＝Re(t)·xt，如果当地雷诺数不大于设定雷诺数阈值，则判断该湍流为误判读，如果大于设定雷诺数阈值，则判读有效，xt为测点所在位置距飞行器端头距离。
3.根据权利要求1或2所述的一种飞行试验测点位置的流态判读方法，其特征在于：步骤(2)中根据飞行高度H(t)计算大气声速c(t)，运动粘性系数ν(t)采用boops大气参数计算软件。
4.根据权利要求1或2所述的一种飞行试验测点位置的流态判读方法，其特征在于：步骤(4)中在Tecplot绘图软件中导入数据T(t)，W(t)，根据T(t)计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt；绘制W(t)曲线。
5.根据权利要求4所述的一种飞行试验测点位置的流态判读方法，其特征在于：步骤(4)还包括利用Tecplot数据处理中的光滑功能对T(t)进行滤波，使得曲线光顺，再利用其分析功能计算获得温升速率曲线T'(t)＝dT(t)/dt。
CN201711419554.5A 2017-12-25 2017-12-25 一种飞行试验测点位置的流态判读方法 Active CN108195542B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711419554.5A CN108195542B (zh) 2017-12-25 2017-12-25 一种飞行试验测点位置的流态判读方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711419554.5A CN108195542B (zh) 2017-12-25 2017-12-25 一种飞行试验测点位置的流态判读方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108195542A CN108195542A (zh) 2018-06-22
CN108195542B true CN108195542B (zh) 2020-02-11

Family

ID=62583987

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711419554.5A Active CN108195542B (zh) 2017-12-25 2017-12-25 一种飞行试验测点位置的流态判读方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108195542B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109115453A (zh) * 2018-08-28 2019-01-01 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法
CN111090907B (zh) * 2019-10-30 2023-09-29 中国航天空气动力技术研究院 一种飞行试验转捩判断方法
CN112016156B (zh) * 2020-07-15 2021-06-04 空气动力学国家重点实验室 基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2881359B2 (ja) * 1992-10-09 1999-04-12 新日本製鐵株式会社 流れ場データからの流跡表示方法
US8220753B2 (en) * 2008-01-04 2012-07-17 The Boeing Company Systems and methods for controlling flows with pulsed discharges
US9068870B2 (en) * 2013-02-27 2015-06-30 Daniel Measurement And Control, Inc. Ultrasonic flow metering with laminar to turbulent transition flow control
CN103617338A (zh) * 2013-12-24 2014-03-05 中国航天空气动力技术研究院 用于快速计算飞行器高超声速粘性力的方法和装置
CN103954425B (zh) * 2014-04-30 2016-05-04 北京大学 高超声速静风洞喷管设计方法及该喷管转捩位置确定方法
CN106872195B (zh) * 2017-01-06 2019-04-09 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法
CN106872140B (zh) * 2017-03-06 2019-01-29 西北工业大学 基于圆柱模型测量不同风速下气流湍流度的方法
CN107389299B (zh) * 2017-07-20 2019-06-14 中国人民解放军装备学院 评估微小尺度管道内流动转捩点的装置及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108195542A (zh) 2018-06-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108195542B (zh) 一种飞行试验测点位置的流态判读方法
Hövelmann et al. AVT-183 diamond wing flow field characteristics Part 2: Experimental analysis of leading-edge vortex formation and progression
Veerasamy et al. A rational method for determining intermittency in the transitional boundary layer
Mukund et al. Relaminarization in highly favourable pressure gradients on a convex surface
US20110246097A1 (en) Method and System for Determining Aerodynamic Loads from Leading Edge Flow Parameters
US20160153825A1 (en) Method and system for determining aerodynamic loads from downstream flow properties
Venkatachari et al. Assessment of transition modeling capability in OVERFLOW with emphasis on swept-wing configurations
Dunn et al. Computational investigation of simulated large-droplet ice shapes on airfoil aerodynamics
CN103413060B (zh) 基于双控制体的格心网格数据三维激波特征定位方法
Spaid High reynolds number, multielement airfoil flowfield measurements
Albiez et al. High-resolution measurements of heat transfer, near-wall intermittency, and Reynolds-stresses along a flat plate boundary layer undergoing bypass transition
Spaid et al. High Reynolds number, multi-element airfoil flowfield measurements
Chen et al. Aerodynamic prediction and roughness implementation toward ice accretion simulation
CN112763181B (zh) 一种确定脉动压力风洞试验信号采样参数的方法
CN112580205B (zh) 一种复杂外形低速和亚声速边界层辨识方法
CN104834829B (zh) 脉动压力数值预测方法
Iijima et al. Skin Friction Drag Reduction in Turbulent Boundary Layer Conditions over Riblet Surfaces
Wang et al. Experiment and numerical simulation of the performance on scaled compressor cascade and development of a prediction model
Soltani et al. Effect of an end plate on surface pressure distributions of two swept wings
Veerasamy Effect on flap transition of upstream wake turbulence
Tufts et al. Stability Equation Based Transition Prediction
Chen et al. Roughness implementation and convective heat transfer coefficient computation toward ice accretion simulation
Hövelmann et al. Leading-edge roughness effects on the flow separation onset of the AVT-183 diamond wing configuration
Elmiligui et al. Sonic boom computations for a mach 1.6 cruise low boom configuration and comparisons with wind tunnel data
Diebold et al. Study of a Swept Wing with Leading-Edge Ice Using a Wake Survey Technique

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant