CN113947035A - 一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值；然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数；最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数的预测值，从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。本发明是一种在高超声速边界层转捩领域，基于地面风洞试验数据实现真实飞行条件下边界层转捩预测的方法，该方法操作简单、预测精度高。

Description

一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法
技术领域
本发明涉及一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，属于高超声速空气动力学领域。
背景技术
风洞试验是开展高超声速边界层转捩预测的主要手段之一，但是受到地面风洞设备能力的限制，往往无法实现真实飞行环境的完全模拟，从而使得地面风洞试验转捩数据与真实飞行条件下的转捩情况并不完全一致，其中来流噪声级是造成边界层转捩数据天地差异的主要因素之一。目前尚缺乏有效的高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，基于地面风洞试验转捩数据实现真实飞行条件下边界层转捩的准确预测。
发明内容
本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值；然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数；最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数的预测值，从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。本发明是一种在高超声速边界层转捩领域，基于地面风洞试验数据实现真实飞行条件下边界层转捩预测的方法，该方法操作简单、预测精度高。
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，包括以下步骤：
(1)使风洞试验条件下的来流参数与真实飞行条件下的来流参数的差值小于真实飞行条件下的来流参数的20％，地面风洞试验模型与真实飞行器的前缘半径一致，姿态角相差小于1°，表面粗糙度的差值小于真实飞行器表面粗糙度的20％；
(2)根据风洞试验条件下和真实飞行条件下来流噪声级的差值ΔNL计算风洞试验条件下边界层厚度和真实飞行条件下边界层厚度的差值Δδ；所述边界层为层流边界层；
(3)采用边界层厚度差值Δδ修正风洞试验条件下的来流单位雷诺数Re∞g，得到修正的来流单位雷诺数Re’∞g；
(4)建立边界层转捩雷诺数ReT与来流单位雷诺数Re∞的计算公式，代入修正的来流单位雷诺数Re’∞g，得到由风洞试验预测的真实飞行条件下的边界层转捩雷诺数预测值ReTf。
进一步的，来流噪声级为皮托压脉动
Figure BDA0003232797760000023
与皮托压平均值
Figure BDA0003232797760000024
的比值。
进一步的，步骤(1)中，来流参数包括来流马赫数Ma和来流单位雷诺数Re∞。
进一步的，真实飞行条件下，飞行器的速度≥5马赫。
进一步的，所述步骤(2)中，根据来流噪声级的差值ΔNL计算风洞试验条件下边界层厚度和真实飞行条件下边界层厚度差值Δδ的计算式Δδ＝f(ΔNL)为线性公式，线性公式中的线性系数根据多座高超声速风洞不同噪声级条件下的试验数据拟合得到。
进一步的，所述步骤(3)中，风洞试验条件下的修正来流单位雷诺数
Figure BDA0003232797760000021
其中，
Figure BDA0003232797760000022
x为测点位置距离模型前缘驻点的流向距离，Tw为模型壁面温度，Te为来流总温，Pr为普朗特数，γ为来流的比热比，Me为边界层外缘马赫数。
进一步的，所述步骤(4)中，边界层转捩雷诺数ReT与来流单位雷诺数的计算公式为线性公式ReT＝f(Re∞)，所述线性公式中的线性系数通过风洞试验条件下或真实飞行条件下的试验数据拟合得到，风洞试验条件下的试验数据为利用一系列具有相同前缘半径的试验模型在不同噪声级条件下进行风洞试验的测量数据，即所述风洞试验中的试验模型前缘半径相等，且与真实飞行器的前缘半径相等。
进一步的，所述步骤(4)中，线性公式ReT＝f(Re∞)中的斜率由真实飞行条件下的试验数据拟合得到，截距由风洞试验条件下的试验数据拟合得到；
所述真实飞行条件下的试验数据包括真实飞行条件下的来流单位雷诺数和转捩雷诺数；风洞试验条件下的试验数据包括风洞试验条件下的来流单位雷诺数和转捩雷诺数。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法中，考虑了来流噪声的影响，基于风洞试验条件下边界层厚度和真实飞行条件下边界层厚度的差值对风洞试验条件下的来流单位雷诺数进行了修正，使其更加接近真实飞行条件所得数据；
(2)本发明一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法中，基于风洞试验条件下和真实飞行条件下的历史试验数据建立了边界层转捩雷诺数与来流单位雷诺数的计算公式，进一步提高了计算结果的准确性；
(3)本发明通过风洞试验条件下边界层厚度和真实飞行条件下边界层厚度的差值，以及风洞试验条件下的来流单位雷诺数，建立了来风洞试验条件下和真实飞行条件下来流噪声级差值与真实飞行条件下边界层转捩雷诺数间的关系，可实现高超声速飞行器真实飞行条件下的边界层转捩预测；
(4)本发明实现了边界层转捩关键影响因素—来流噪声级的修正，达到了基于地面风洞试验转捩数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的，具有方法操作简单，预测精度高的优点。
附图说明
图1为本发明一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法流程示意图；
图2为本发明实施例1的转捩预测结果。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
如图1所示，本发明为一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，是在高超声速飞行器真实飞行条件下边界层转捩预测中，针对地面风洞试验条件与真实飞行条件下来流噪声级的差异，选择来流状态相近，以及模型和飞行器状态相近的条件，采用来流噪声级的差值计算边界层厚度差值，采用边界层厚度差值修正来流单位雷诺数，采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数，从而实现基于风洞试验转捩数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。包括步骤如下：
1)选择与真实飞行条件来流状态相近，模型和飞行器状态相近的风洞；
2)采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值ΔNL计算边界层厚度差值Δδ；边界层厚度δ为层流边界层厚度。
3)采用边界层厚度差值Δδ修正风洞试验条件下的来流单位雷诺数Re∞g；
4)采用修正的来流单位雷诺数Re’∞g，计算获得真实飞行条件下边界层转捩雷诺数ReTf，从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。
步骤1)中，来流状态相近是指地面风洞试验条件与真实飞行条件的来流马赫数Ma和来流单位雷诺数Re∞相差小于真实飞行条件相应参数的20％；模型和飞行器状态相近指试验模型和真实飞行器前缘半径r一致，姿态角相差小于1°，表面粗糙度Ra相差小于飞行器相应参数的20％。
步骤2)中，来流噪声级Noise Level(简写为NL)为皮托压脉动
Figure BDA0003232797760000051
与皮托压平均值
Figure BDA0003232797760000052
的比值；
来流噪声级NL影响边界层厚度δ，通过多座高超声速风洞不同噪声级条件下的模型表面第二模态波频率测量值，基于第二模态波频率与边界层厚度的关系，换算获得不同来流噪声级条件下模型表面边界层厚度δ。采用相同的计算网格和计算方法，对不同风洞来流条件下模型表面层流流场进行计算，获得边界层厚度计算值δCFD。采用最小二乘法拟合，获得边界层厚度δ与边界层厚度计算值δCFD的差值δ-δCFD与风洞来流噪声级NL的线性关系式，也就是边界层厚度δ与风洞来流噪声级NL的线性关系式δ＝f(NL)。
步骤3)中，边界层厚度δ与来流单位雷诺数的平方根
Figure BDA0003232797760000053
呈反比例关系，由地面风洞试验条件与真实飞行条件下边界层厚度差值Δδ修正地面风洞试验条件下的来流单位雷诺数，获得修正的来流单位雷诺数Re’∞g，即基于风洞试验条件下的来流单位雷诺数Re∞g预测的真实飞行条件下的来流单位雷诺数Re∞f。
步骤4)中，通过历史试验数据拟合获得转捩雷诺数与来流单位雷诺数的线性关系式ReT＝f(Re∞)，历史试验数据既可以是风洞试验数据，也可以是飞行试验数据；
将修正后的来流单位雷诺数Re’∞g代入关系式ReT＝f(Re∞)中，计算获得真实飞行条件下边界层转捩雷诺数预测值ReTf。
真实飞行条件下，飞行器的速度≥5马赫。
实施例1
以FD-30风洞中来流马赫数Ma＝6，来流单位雷诺数Re∞g＝1.01E+07/m，转捩雷诺数ReTg＝5.86E+06，模型前缘半径r＝2.5mm的风洞试验转捩数据，采用本发明的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，预测HiFIRE-1飞行器飞行马赫数Ma＝5.31，飞行高度H＝21.03km，来流单位雷诺数Re∞f＝8.93E+06/m条件下的边界层转捩雷诺数，地面风洞试验模型与飞行器前缘半径一致，风洞和真实飞行条件下的来流单位雷诺数和马赫数较为接近，风洞试验模型为圆锥模型(半锥角7度)。FD-30风洞转捩试验数据和HiFIRE-1飞行器的转捩试验数据均来源于文献“涂国华,万兵兵,陈坚强,等.MF-1钝锥边界层稳定性及转捩天地相关性研究[J].中国科学:物理学力学天文学,2019,49:124701”。
假设地面风洞试验来流条件与真实飞行来流条件一致，即假设风洞试验条件下的来流参数与真实飞行条件下的来流参数一致，地面风洞试验模型与飞行器的状态参数一致，风洞试验来流噪声级为NLg，真实飞行条件来流噪声级为NLf，则：
地面风洞条件下的边界层厚度：
δg＝δCFDg-0.31179+16.181*NLg(1)
真实飞行条件下的边界层厚度：
δf＝δCFDf-0.31179+16.181*NLf (2)
δCFDg和δCFDf分别为不考虑来流噪声的影响的情况下，地面风洞条件下和真实飞行条件下，层流边界层厚度计算值δCFD，δCFD的计算方法为：采用雷诺平均数值模拟计算方法，采用相同计算网格和相同的计算方法，按照实际来流条件计算模型周围流场，沿模型测点位置壁面法线方向提取速度信息，选择随着与模型壁面的距离逐渐增加，速度值不再增加时的速度值为Ve，选择0.99Ve速度处距离模型壁面的距离为边界层厚度计算值δCFD；由上述计算过程可知，δCFDg＝δCFDf。
将式(1)减去式(2)，可得风洞试验条件下和真实飞行条件下边界层厚度差值：
Δδ＝δg-δf＝16.181*(NLg-NLf)＝0.629mm (3)
其中，NLg和NLf分别为风洞来流条件和真实飞行条件下来流噪声级，其中风洞试验条件下的来流噪声级采用皮托压探针测量脉动压力计算获得，真实飞行条件下的来流噪声级无法直接测量，学界普遍认为真实飞行条件下的来流噪声级约为0.01％；
边界层厚度的工程计算公式为：
Figure BDA0003232797760000071
令
Figure BDA0003232797760000072
其中，x为测点位置距离模型前缘驻点的流向距离，Tw为模型壁面温度，Te为来流总温，Pr为普朗特数，γ为来流比热比，Me为边界层外缘马赫数
则地面风洞条件下的边界层厚度：
Figure BDA0003232797760000073
真实飞行条件下的边界层厚度：
Figure BDA0003232797760000074
将式(5)减去式(6)，换算后，可得采用边界层厚度差值Δδ修正后的来流单位雷诺数Re’∞g：
Figure BDA0003232797760000075
研究结果表明，边界层转捩雷诺数与来流单位雷诺数线性拟合的斜率与模型的前缘半径之间相关，取HiFIRE-1飞行试验转捩数据拟合斜率，根据FD-30风洞的试验数据点(来流单位雷诺数Re∞g＝1.01E+07/m，转捩雷诺数ReTg＝5.86E+06)计算截距，获得边界层转捩雷诺数与来流单位雷诺数线性的关系为：
ReT＝2.8444*106+0.29857*Re∞ (8)
将修正后的来流单位雷诺数Re’∞g＝2.64E+07/m代入上式(8)，计算可得转捩雷诺数预测值ReTf＝1.07E+07，其与参考文献中的飞行试验转捩雷诺数1.02E+07吻合较好。图2为本实施例的转捩预测结果示意图，图中表明了公式(8)的建立过程和飞行条件下边界层转捩雷诺数预测过程，同时表明本实施例结果与参考文献中的飞行试验转捩雷诺数具有较好的吻合度。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)使风洞试验条件下的来流参数与真实飞行条件下的来流参数的差值小于真实飞行条件下的来流参数的20％，地面风洞试验模型与真实飞行器的前缘半径一致，姿态角相差小于1°，表面粗糙度的差值小于真实飞行器表面粗糙度的20％；
(2)根据风洞试验条件下和真实飞行条件下来流噪声级的差值ΔNL计算风洞试验条件下边界层厚度和真实飞行条件下边界层厚度的差值Δδ；所述边界层为层流边界层；
(3)采用边界层厚度差值Δδ修正风洞试验条件下的来流单位雷诺数Re∞g，得到修正的来流单位雷诺数Re’∞g；
(4)建立边界层转捩雷诺数ReT与来流单位雷诺数Re∞的计算公式，代入修正的来流单位雷诺数Re’∞g，得到由风洞试验预测的真实飞行条件下的边界层转捩雷诺数预测值ReTf。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，来流噪声级为皮托压脉动
Figure FDA0003232797750000011
与皮托压平均值
Figure FDA0003232797750000012
的比值。
3.根据权利要求1所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，步骤(1)中，来流参数包括来流马赫数Ma和来流单位雷诺数Re∞。
4.根据权利要求1所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，真实飞行条件下，飞行器的速度≥5马赫。
5.根据权利要求1所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，所述步骤(2)中，根据来流噪声级的差值ΔNL计算风洞试验条件下边界层厚度和真实飞行条件下边界层厚度差值Δδ的计算式Δδ＝f(ΔNL)为线性公式，线性公式中的线性系数根据不同噪声级条件下的风洞试验数据拟合得到。
6.根据权利要求1所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，所述步骤(3)中，风洞试验条件下的修正来流单位雷诺数
Figure FDA0003232797750000021
其中，
Figure FDA0003232797750000022
x为测点位置距离模型前缘驻点的流向距离，Tw为模型壁面温度，Te为来流总温，Pr为普朗特数，γ为来流的比热比，Me为边界层外缘马赫数。
7.根据权利要求1所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，所述步骤(4)中，边界层转捩雷诺数ReT与来流单位雷诺数的计算公式为线性公式ReT＝f(Re∞)，所述线性公式中的线性系数通过风洞试验条件下或真实飞行条件下的试验数据拟合得到，所述风洞试验中的试验模型前缘半径相等，且与真实飞行器的前缘半径相等。
8.根据权利要求7所述的一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，其特征在于，所述步骤(4)中，线性公式ReT＝f(Re∞)中的斜率由真实飞行条件下的试验数据拟合得到，截距由风洞试验条件下的试验数据计算得到；
所述真实飞行条件下的试验数据包括真实飞行条件下的来流单位雷诺数和转捩雷诺数；风洞试验条件下的试验数据包括风洞试验条件下的来流单位雷诺数和转捩雷诺数。
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