CN111090907A - 一种飞行试验转捩判断方法 - Google Patents

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Abstract

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。

Description

一种飞行试验转捩判断方法
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
Figure BDA0002253451110000021
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
Figure BDA0002253451110000022
计算无量纲热流；
其中，
Figure BDA0002253451110000023
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
Figure BDA0002253451110000024
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
Figure BDA0002253451110000025
计算无量纲热流；
其中，
Figure BDA0002253451110000026
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。
优选的，步骤(2)中的数值方法采用有限体积法求解三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程，空间离散选择AUSM+格式并使用Minmod限制器，时间推进选择无条件稳定的LU-SGS方法。
优选的，在步骤(3)之后执行如下步骤：
首先，根据步骤(3)的判断结果，确定转捩位置；
然后，根据数值计算中确定的每个时刻、各个测点位置的基于动量损失厚度的雷诺数Reθ和边界层外缘马赫数Mae，得到转捩位置与Reθ和Mae的关系，将该关系作为转捩准则。
优选的，通过热流辨识方法，得到测点的净热流随时间的演化曲线。
优选的，所述步骤(2)中由壁面热流分布确定测点位置的计算热流，通过Tecplot软件的数据插值功能而获得，进一步采用Python进行批处理，快速得到测点位置在系列状态点下的计算热流。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
目前飞行器转捩的判断主要是根据热流曲线的突跃进行确定，更多依赖于主观观察，误差较大，而且无法对热流变化平缓的背风面转捩情况进行判断。采用无量纲热流，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，更加直观地显示转捩阵面推进过程。
附图说明：
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
参照图1，本发明提供了一种飞行器背风面转捩的判断方法，步骤如下：
(1)在飞行器特定位置布置温度传感器，通过飞行试验，可以获得飞行器壁面不同位置处温度传感器的实测数据，即温度随时间的演化；
飞行试验结束后，首先要对测量采集系统的数据进行有效性分析，尤其是同轴热电偶的测温数据。一方面可以与理论计算数值进行比较，另一方面，如果相近位置安装了热流传感器，也可以先通过热流辨识获得热流，再与热流传感器的结果作比较。
热流辨识方法有一维模型辨识、二维轴对称模型和三维模型。下面介绍一维热流辨识，其它方法可以参照相关文献资料。一维辨识的计算公式如下：
Figure BDA0002253451110000041
其中，k,ρ和Cp为热电偶传感器的物性参数，tj和Tj分别是时间序列和对应的温度序列。
当测温数据的有效性得到了验证，就可以利用温度数据进行转捩分析。对每个温度传感器得到的实测温度进行热流辨识，得到这些测点的净热流随时间的演化。考察热流曲线，可以根据热流曲线的突跃，初步判断转捩时间和位置。为了方便与数值计算获得的结果进行比较，按照以下公式，换算得到300K等壁温时的热流
Figure BDA0002253451110000042
Figure BDA0002253451110000043
其中，TF是飞行试验的实测温度，QF是辨识热流，T0是相应时刻的总温。总温可以根据重构弹道获得。
采用300K等壁温热流，是为了方便与数值计算的结果直接进行比较。
(2)从飞行试验的重构弹道上选取一系列状态点，这些状态点应该能够反映重构弹道的重要特征，如攻角、侧滑角的改变等；状态点的选取要适当，一方面要包括弹道最高点、飞行器攻角、侧滑角变化前后的状态点，另一方面不能过多选取以导致庞大的计算量。
进行高精度数值计算时，可以采用有限体积法求解三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程，选择合适的数值格式，即空间离散选择AUSM+格式并使用Minmod限制器，时间推进选择无条件稳定的LU-SGS方法，壁面设置为300K等壁温，计算各状态点在层流时的表面热流分布，用
Figure BDA0002253451110000044
表示。通过插值，得到飞行器测点位置的计算热流。
(3)根据飞行试验和数值计算，由试验辨识和数值计算的300K等壁温热流，定义无量纲热流φ，即：
Figure BDA0002253451110000051
该无量纲热流可以衡量飞行试验热流偏离层流状态的程度。如果测点的φ接近1，说明测点处于层流状态；反之，当测点发生转捩或处于湍流状态时，无量纲热流φ会明显大于1。
综合层流计算精度和网格的影响，φ＞2时，即实际飞行热流大于层流的2倍时，则可以判断为处于转捩或湍流状态，否则处于层流状态。
(4)由各个测点的无量纲热流随时间的变化，可以判断各个测点发生转捩的时刻。在每个弹道点，使用专业绘图软件Origin，根据该时刻各测点的无量纲热流φ，得到φ的云图，就可以直观、清晰的看到转捩阵面随着弹道点的变化过程。
(5)使用微软办公软件Excel，根据每个时刻各个测点的无量纲热流φ，即用横坐标表示时间，纵坐标表示各测点，生成φ的二维表格。然后利用Excel的数据分析功能，将φ＞2的单元格突出显示，也可以清晰直观的显示转捩的时空变化。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

Claims (10)

1.一种飞行试验转捩判断方法，其特征在于，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。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：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
Figure FDA0002253451100000016
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
Figure FDA0002253451100000011
计算无量纲热流；
其中，
Figure FDA0002253451100000012
为步骤(2)中计算的热流。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：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
Figure FDA0002253451100000013
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
Figure FDA0002253451100000014
计算无量纲热流；
其中，
Figure FDA0002253451100000015
为步骤(1)中的净热流。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：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。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：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。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：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。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(2)中的数值方法采用有限体积法求解三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程，空间离散选择AUSM+格式并使用Minmod限制器，时间推进选择无条件稳定的LU-SGS方法。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：在步骤(3)之后执行如下步骤：
首先，根据步骤(3)的判断结果，确定转捩位置；
然后，根据数值计算中确定的每个时刻、各个测点位置的基于动量损失厚度的雷诺数Reθ和边界层外缘马赫数Mae，得到转捩位置与Reθ和Mae的关系，将该关系作为转捩准则。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：通过热流辨识方法，得到测点的净热流随时间的演化曲线。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤(2)中由壁面热流分布确定测点位置的计算热流，通过Tecplot软件的数据插值功能而获得，进一步采用Python进行批处理，快速得到测点位置在系列状态点下的计算热流。
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