CN112016156A - 基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法。本发明中只需要一组天地转捩实验数据，引入两个中间辅助变量，就可以扣除来流马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，从而可以获得由来流扰动水平差异造成的对天地转捩N值的影响。可见本发明不依赖于任何关于流场参数与转捩的经验关系式，对实验工况参数没有特殊要求，无需测量来流扰动，仅通过eN方法引入辅助变量，大大简化了天地转捩数据换算的难度。

Description

基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法
技术领域
本发明涉及空气动力学流动稳定性技术领域，具体涉及一种基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法。
背景技术
边界层转捩问题是高超声速飞行器研制中迫切需要解决的关键气动问题，对飞行器热防护和燃油经济性具有重要影响。边界层转捩现象非常复杂，影响转捩的因素众多，如来流马赫数Ma、雷诺数Re、壁温比TW/T0(壁温与总温的比值)以及来流扰动φ等。
为了获得这些流场参数对转捩的影响规律，很早就开展了风洞转捩实验研究。虽然近年来稳定性分析理论和数值模拟等都取得了巨大的进步，但地面风洞实验仍然是目前研究转捩机制的最重要手段。
当前，关于马赫数、雷诺数、壁温比、来流扰动等因素对转捩的影响研究已经获得了较大进展，取得了一些定性的认识，总结了一些经验关系，但遗憾的是，这些因素对转捩的影响规律在学术界还存在一些争议，远达不到工程实用的程度。
对于高超声速流动问题，马赫数、雷诺数的包线范围很大，常规风洞还难以完全覆盖飞行器真实飞行条件下所有马赫数、雷诺数范围。在飞行实验中，模型往往经过了长时间与大气的高速摩擦作用，壁温剧烈升高；风洞实验中由于气流维持时间短暂，模型壁温在实验过程中几乎不变化，很难在风洞实验中模拟实际飞行的壁温。而在高超声速条件下，尖锥边界层的转捩由第二模态主导，壁温越低第二模态增长越快，会导致转捩提前。此外，比起高空安静的环境，地面风洞内来流由于受到洞壁湍流边界层的干扰，扰动幅值比高空环境下大几个数量级，也会导致转捩位置大幅提前，且其扰动成分复杂，包含声波、涡波、熵波等，难以分析每种具体成分的幅值大小，其精细化测量对实验技术有很高的要求，还很不成熟。
综上所述，由于风洞实验受条件限制，难以模拟真实飞行状态的高空环境，使得风洞实验转捩数据与真实飞行转捩数据存在很大差异。因此为了提高对飞行条件下边界层转捩位置的预测精度，需要研究如何将风洞实验数据换算到飞行状态，对准确评估风洞来流扰动对转捩N值的影响提出了很高的要求。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法解决了飞行条件下边界层转捩位置的预测精度不高的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，包括以下步骤：
S1、选取一组相同半锥角的零攻角光滑尖锥模型地面风洞实验和天上飞行实验数据，获得风洞工况和飞行工况的转捩位置XWT和XF；
S2、采用eN方法分别计算风洞工况和飞行工况的转捩N值NWT和NF，并根据风洞工况和飞行工况的转捩N值NWT和NF计算总的N值差异；
S3、通过转捩位置XWT和XF得到中间辅助变量NF′和NWT′，并通过中间辅助变量NF′和NWT′以及转捩N值NWT和NF获得马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响；
S4、从总的N值差异中减去马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，获得来流扰动水平差异对转捩N值的影响。
进一步地：所述天地转捩N值的差可分解为两部分，一部分是由来流马赫数、雷诺数和壁温比参数不同造成的差，另一部分是由来流扰动水平差异造成的差。
进一步地：所述步骤S2中总的N值差异的计算公式为：
ΔNF-WT＝NF-NWT
上式中，ΔNF-WT为总的N值差异。
进一步地：所述步骤S3中中间辅助变量NF′和NWT′的获取方法为：
取飞行工况在XWT位置的N值为NF′，取风洞工况在XF位置的N值为NWT′。
进一步地：所述步骤S3中马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响的计算公式为：
Figure BDA0002584769720000031
上式中，
Figure BDA0002584769720000032
为马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，Ma为马赫数，Re为雷诺数，TW/T0为壁温比。
进一步地：所述步骤S4中来流扰动水平差异对转捩N值的影响的计算公式为：
Figure BDA0002584769720000033
上式中，ΔNφ为来流扰动水平差异对转捩N值的影响。
本发明的有益效果为：本发明大大降低了对天地换算工况的限制，不需要保持两个工况的马赫数、雷诺数、壁温比等主要流场参数相同；
本发明不依赖于经验关系式，推导过程所涉及的公式在线性稳定性理论的框架内精确成立，没有引入近似或简化；
本发明的实施简单易行，不需要复杂的理论支撑、大量的计算与精细测量，只需要借助于成熟的eN方法，引入两个中间辅助变量，不需要测量来流真实扰动水平就可获得其对转捩的影响。
附图说明
图1为本发明流程图；
图2为本发明中转捩位置的获取示意图；
图3为本发明中中间辅助变量的获取示意图。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
如图1所示，一种基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，包括以下步骤：
S1、如图2所示，选取一组相同半锥角的零攻角光滑尖锥模型地面风洞实验和天上飞行实验数据，获得风洞工况和飞行工况的转捩位置XWT和XF；
S2、采用eN方法分别计算风洞工况和飞行工况的转捩N值NWT和NF，并根据风洞工况和飞行工况的转捩N值NWT和NF计算总的N值差异；
所述天地转捩N值的差可分解为两部分，一部分是由来流马赫数、雷诺数和壁温比参数不同造成的差，另一部分是由来流扰动水平差异造成的差。
总的N值差异的计算公式为：
ΔNF-WT＝NF-NWT
上式中，ΔNF-WT为总的N值差异。
S3、根据流动稳定性理论，来流马赫数、雷诺数和壁温比等参数影响第二模态的增长率，而来流扰动对此没有影响，所以在相同的空间范围内，增长率积分的差，即N值的差，体现了这几个参数对流动失稳的影响。如图3所示，通过转捩位置XWT和XF得到中间辅助变量NF′和NWT′，并通过中间辅助变量NF′和NWT′以及转捩N值NWT和NF获得马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响；
中间辅助变量NF′和NWT′的获取方法为：
取飞行工况在XWT位置的N值为NF′，取风洞工况在XF位置的N值为NWT′。
马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响的计算公式为：
Figure BDA0002584769720000051
上式中，
Figure BDA0002584769720000052
为马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，Ma为马赫数，Re为雷诺数，TW/T0为壁温比。
S4、从总的N值差异中减去马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，获得来流扰动水平差异对转捩N值的影响。
来流扰动水平差异对转捩N值的影响的计算公式为：
Figure BDA0002584769720000053
上式中，ΔNφ为来流扰动水平差异对转捩N值的影响。
上述所得ΔNφ表明，对于第二模态转捩，风洞内来流扰动水平比飞行流场大
Figure BDA0002584769720000054
倍(其中包含了感受性的影响)。
本发明中只需要一组天地转捩实验数据，引入两个中间辅助变量，就可以扣除来流马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，从而可以获得由来流扰动水平差异造成的对天地转捩N值的影响。可见本发明不依赖于任何关于流场参数与转捩的经验关系式，对实验工况参数没有特殊要求，无需测量来流扰动，仅通过eN方法引入辅助变量，大大简化了天地转捩数据换算的难度。

Claims (6)

1.一种基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、选取一组相同半锥角的零攻角光滑尖锥模型地面风洞实验和天上飞行实验数据，获得风洞工况和飞行工况的转捩位置XWT和XF；
S2、采用eN方法分别计算风洞工况和飞行工况的转捩N值NWT和NF，并根据风洞工况和飞行工况的转捩N值NWT和NF计算总的N值差异；
S3、通过转捩位置XWT和XF得到中间辅助变量NF′和NWT′，并通过中间辅助变量NF′和NWT′以及转捩N值NWT和NF获得马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响；
S4、从总的N值差异中减去马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，获得来流扰动水平差异对转捩N值的影响。
2.根据权利要求1所述的基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，其特征在于，所述天地转捩N值的差可分解为两部分，一部分是由来流马赫数、雷诺数和壁温比参数不同造成的差，另一部分是由来流扰动水平差异造成的差。
3.根据权利要求1所述的基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，其特征在于，所述步骤S2中总的N值差异的计算公式为：
ΔNF-WT＝NF-NWT
上式中，ΔNF-WT为总的N值差异。
4.根据权利要求1所述的基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，其特征在于，所述步骤S3中中间辅助变量NF′和NWT′的获取方法为：
取飞行工况在XWT位置的N值为NF′，取风洞工况在XF位置的N值为NWT′。
5.根据权利要求1所述的基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，其特征在于，所述步骤S3中马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响的计算公式为：
Figure FDA0002584769710000021
上式中，
Figure FDA0002584769710000022
为马赫数、雷诺数和壁温比对转捩N值的影响，Ma为马赫数，Re为雷诺数，TW/T0为壁温比。
6.根据权利要求1所述的基于边界层转捩位置评估天地来流扰动水平差异的方法，其特征在于，所述步骤S4中来流扰动水平差异对转捩N值的影响的计算公式为：
Figure FDA0002584769710000023
上式中，ΔNφ为来流扰动水平差异对转捩N值的影响。
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