一种高速飞行器强制转捩装置验证方法制造方法及图纸

本发明专利技术实施例公开的一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，涉及高速飞行器强制转捩装置验证技术，能够解决强制转捩装置验证难的问题。该方法在层流试验状态下，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，验证强制转捩装置转捩效果，该方法主要用于强制转捩装置验证。

A verification method for high-speed aircraft forced transition device

A method for verifying a forced transition device for a high-speed vehicle is disclosed in the embodiment of the invention, which relates to a forced turning device verification technique for a high-speed vehicle, which can solve the problem of difficult verification of a forced transition device. Under the state of laminar flow test, this method carries out the test of 5 different height k/ delta forced transition devices under the same test state. The heat flow distribution before and after the different height transition device is obtained. The forced transition device is verified by the comparison of the heat flow distribution before and after the forced transition device and the heat flow distribution in the unforced transition device. The transition effect is mainly used in the verification of forced transition devices.

【技术实现步骤摘要】
一种高速飞行器强制转捩装置验证方法
本专利技术涉及高速飞行器强制转捩装置验证
，尤其涉及一种高速飞行器强制转捩装置验证方法。
技术介绍
转捩与湍流既是高速飞行器的重大基础空气动力学问题，也是制约高速飞行器发展的关键技术问题，边界层转捩对高速飞行器超燃冲压发动机进气道起动性能和发动机性能具有至关重要的影响。已有的研究表明：在层流状态下，在进气道压缩面的拐角附近和隔离段入口激波反射区产生了比较大的分离区，严重时会导致进气道堵塞和不起动；当边界层处于湍流状态时，可以极大地抑制边界层分离，提高流动抗反压能力，保障进气道正常工作，同时还可提高发动机燃烧室掺混效率，提高超燃冲压发动机工作性能。通常，可以在吸气式高速飞行器前体进气道内安置强制转捩装置，使飞行器飞行过程中边界层处于湍流状态，强制转捩装置可以有效地抑制边界层分离，提高流动抗反压能力，保障进气道正常工作，同时还可提高发动机燃烧室掺混效率，提高超燃冲压发动机工作性能。目前应用于工程最多的强制转捩装置有斜坡型、钻石型和对齿型。转捩效果是强制转捩装置的重要技术指标，对于强制转捩装置转捩效果的验证显得尤为重要，目前，可以使用飞行试验和风洞试验两种方法对强制转捩装置进行验证，飞行试验直接而有效，但飞行试验的最大缺点是成本高、周期长；最常用、可行的方法为地面风洞试验，但由于强制转捩装置不具有尺度相似性，所以难以确定风洞试验过程中强制转捩装置的缩比，也就无法考虑天地差异，以实现风洞试验的天地一致性。本专利技术针对地面风洞试验的难点，提出了一种可行的、有效的强制转捩装置验证方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术不足，提供了一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，能够解决强制转捩装置验证难的问题。本专利技术的技术解决方案：一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，该方法针对升力体/乘波体吸气式高速飞行器，该方法包括以下过程：步骤一，根据飞行弹道条件选择激波风洞和试验状态，所述试验状态是指保持马赫不变，调整雷诺数和攻角，使得强制转捩装置安装位置下游0.5米前保持层流状态；步骤二，根据激波风洞的尺寸和参数确定强制转捩装置试验模型的最大缩比，确定试验模型强制转捩装置的流向安装位置为飞行条件下流向安装位置的缩比位置；步骤三，计算试验状态下强制转捩装置流向安装位置处的焓值边界层厚度，取强制转捩装置安装位置处展向截面的最大焓值边界层厚度为δ，选取5种不同高度的强制转捩装置，确保一个大于基准，两个小于基准，同时有k/δ＝0做对比，基准状态k/δ＝n0与飞行条件下的设计准则一致，另取k/δ＝n1、n2、n3、0,其中，n0<n1<＝1.0，n0>n2>n3>0，k表示强制转捩装置粗糙单元的高度；步骤四，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；步骤五，根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，确定强制转捩装置的起始高度h_incipient、临界高度h_critical和有效高度h_effective；若基准k/δ＝n0<h_incipient，则转捩装置无效；若h_incipient<k/δ＝n0<h_critical则转捩装置有效但效果不明显；若h_critical＝<k/δ＝n0<h_effective，则转捩装置转捩效果明显；若k/δ＝n0>＝h_effective，则转捩装置效果达到最好。进一步可选的，试验过程中，在强制转捩装置前沿流向布置2～3个测点，在强制转捩装置下游(0，0.75m)范围内沿流向布置若干测点。进一步可选的，测点间距大于10mm，且测点布置在强制转捩装置控制的流场范围内。本专利技术实施例提供的一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，验证强制转捩装置转捩效果，该方法可操作性强，验证效果易识别，成本低。该方法已成功得到验证。附图说明所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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为飞行器前体进气道压缩面及转捩装置流向安装位置示意图；图2为本专利技术实施例中验证试验模型测点布置示意图；图3为本专利技术实施例提供的高速飞行器强制转捩装置验证方法验证试验结果。具体实施方式下面将结合附图对本专利技术的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本专利技术。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本专利技术。在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本专利技术，在附图中仅仅示出了与根据本专利技术的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本专利技术关系不大的其他细节。本专利技术实施例提供一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，针对二元进气道布局的吸气式高速飞行器，在激波风洞中创造试验条件，并在模型安装钻石型强制转捩装置位置前后布置传感器测量模型表面热流，使得在二元进气道压缩面上安装钻石型强制转捩位置处于层流区(通过表面热流和电信号判断)；试验时，通过比较安装钻石型强制转捩前后传感器的热流沿流向的变化曲线，确定转捩装置前后的流态，验证钻石型强制转捩装置的转捩效果。针对升力体/乘波体吸气式高速飞行器，该方法包括以下过程：第一，根据飞行弹道条件选择激波风洞和试验状态，试验状态是指保持马赫不变，调整雷诺数和攻角，使得强制转捩装置安装位置下游0.5m前保持层流状态；步骤二，根据激波风洞的尺寸和参数确定强制转捩装置试验模型的最大缩比，确定试验模型强制转捩装置的流向安装位置为飞行条件下流向安装位置的缩比位置；步骤三，计算试验状态下强制转捩装置流向安装位置处的焓值边界层厚度，(焓值边界层厚度是指h0＝0.99h0,∞处与壁面间的距离，h0是指沿壁面法线当地的总焓，h0，∞是指来流的总焓)取强制转捩装置安装位置处展向截面的最大焓值边界层厚度为δ。选取5种不同高度的强制转捩装置(确保一个大于基准，两个小于基准，必须有k/δ＝0做对比)，基准状态k/δ＝n0与飞行条件下的设计准则一致，另取k/δ＝n1、n2、n3、0,其中，n0<n1<＝1.0，n0>n2>n3>0，k表示强制转捩装置粗糙单元的高度；步骤四，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；试验时，首先开展不安装钻石型转捩强制转捩装置(即二元进气道压缩面为光滑面)的激波风洞测热试验，分析其沿流向的流态分布；流态分析进需根据测热传感器的电信号和CFD计算的层流和湍流结果进行判定；对光滑面的试验完成后，确保安装钻石型强制转捩位本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，其特征在于，该方法针对升力体/乘波体吸气式高速飞行器，该方法包括以下过程：步骤一，根据飞行弹道条件选择激波风洞和试验状态，所述试验状态是指保持马赫不变，调整雷诺数和攻角，使得强制转捩装置安装位置下游0.5米前保持层流状态；步骤二，根据激波风洞的尺寸和参数确定强制转捩装置试验模型的最大缩比，确定试验模型强制转捩装置的流向安装位置为飞行条件下流向安装位置的缩比位置；步骤三，计算试验状态下强制转捩装置流向安装位置处的焓值边界层厚度，取强制转捩装置安装位置处展向截面的最大焓值边界层厚度为δ，选取5种不同高度的强制转捩装置，确保一个大于基准，两个小于基准，同时有k/δ＝0做对比，基准状态k/δ＝n0与飞行条件下的设计准则一致，另取k/δ＝n1、n2、n3、0,其中，n0

【技术特征摘要】
1.一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，其特征在于，该方法针对升力体/乘波体吸气式高速飞行器，该方法包括以下过程：步骤一，根据飞行弹道条件选择激波风洞和试验状态，所述试验状态是指保持马赫不变，调整雷诺数和攻角，使得强制转捩装置安装位置下游0.5米前保持层流状态；步骤二，根据激波风洞的尺寸和参数确定强制转捩装置试验模型的最大缩比，确定试验模型强制转捩装置的流向安装位置为飞行条件下流向安装位置的缩比位置；步骤三，计算试验状态下强制转捩装置流向安装位置处的焓值边界层厚度，取强制转捩装置安装位置处展向截面的最大焓值边界层厚度为δ，选取5种不同高度的强制转捩装置，确保一个大于基准，两个小于基准，同时有k/δ＝0做对比，基准状态k/δ＝n0与飞行条件下的设计准则一致，另取k/δ＝n1、n2、n3、0,其中，n0<n1<＝1.0，n0>n2>n3>0，k表示强制转捩装置粗糙单元的高度；步骤四，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制...

【专利技术属性】
技术研发人员：贾文利，罗金玲，汤继斌，康宏琳，周丹，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11