一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法

摘要

本发明公开了一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，包括：基于飞行器第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位与第二典型部位之间热流的关联简式；根据所述关联简式，对不同典型部位的气动热数据进行关联分析。通过本发明提高了典型部位的气动热数据的利用效率，降低了测试成本，提高了测试效率。

说明书

技术领域

本发明属于飞行器测试技术领域，尤其涉及一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法。

背景技术

飞行试验是获取真实服役环境及其作用下的材料响应数据最为直接和有效的手段。飞行试验数据不仅能够对热环境计算模型和方法起到验证作用，更能够为热环境领域的重点、难点问题研究提供数据支撑。

然而，由于飞行试验代价高昂、准备周期长、风险控制难度较大，且受飞行安全、结构约束、测量能力、经济成本等众多因素影响，故，一次飞行试验获取的有效测量数据非常有限，难以同时获取到飞行器各典型部位的气动热数据。若要获取飞行器全部典型部位的气动热数据，通常需要进行多次飞行试验，大大增加了测试成本和测试周期。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，旨在提高典型部位的气动热数据的利用效率，降低测试成本，提高测试效率。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，其特征在于，包括：

基于飞行器第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位与第二典型部位之间热流的关联简式；

根据所述关联简式，对不同典型部位的气动热数据进行关联分析。

在上述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法中，所述根据所述关联简式，对不同典型部位的气动热数据进行关联分析，包括：

根据所述关联简式，结合对飞行器第一典型部位或第二典型部位的气动热数据的采集结果，对飞行器第二典型部位或第一典型部位的气动热数据进行关联分析。

在上述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法中，所述根据所述关联简式，结合对飞行器第一典型部位或第二典型部位的气动热数据的采集结果，对飞行器第二典型部位或第一典型部位的气动热数据进行关联分析，包括：

当通过第一传感器测量得到所述第一典型部位的气动热数据时，根据所述关联简式，确定所述第二典型部位的气动热数据；其中，所述第一传感器安装在所述第一典型部位处；

当通过第二传感器测量得到所述第二典型部位的气动热数据时，根据所述关联简式，确定所述第一典型部位的气动热数据；其中，所述第二传感器安装在所述第二典型部位处。

在上述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法中，当所述第一典型部位为飞行器端头驻点，第二典型部位为飞行器锥身大面积时：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，包括：

基于边界层局部相似解的层流参考焓工程计算方法，建立端头驻点与锥身大面积之间层流热流关系：

其中，q'_e表示锥身大面积的层流热流，q'_s表示为端头驻点热流，ρ表示气体密度，μ表示气体动力黏度，u_e表示边界层外缘速度，s表示表面弧长，r表示横向比例因子，h_r表示气体恢复焓，h₀表示气体总焓，h_w表示气体壁焓，下标0表示驻点条件，下标∞表示自由来流条件，上标*表示参考条件，

所述对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之间热流的关联简式，包括：

根据上述公式1，由不同自由来流条件下的基于精确流线的“轴对称比拟”方法计算结果，拟合得到端头驻点与锥身大面积之间层流热流的关联简式：

其中，α为攻角，A'、B'、C'和D'为常值系数。

在上述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法中，当所述第一典型部位为飞行器端头驻点，第二典型部位为飞行器锥身大面积时：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，包括：

基于湍流参考焓工程计算方法，建立端头驻点与锥身大面积之间湍流热流关系：

其中，q'_e'表示锥身大面积的湍流热流，c₁、c₂、c₃、c₄和m都是速度剖面指数N的函数，Pr为气体普朗特数；

所述对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之间热流的关联简式，包括：

根据上述公式2，由不同自由来流条件下的基于精确流线的“轴对称比拟”方法计算结果，拟合得到端头驻点与锥身大面积之间湍流热流的关联简式：

其中，A”、B”、C”、D”和为常值系数。

在上述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法中，当所述第一典型部位为飞行器端头驻点，第二典型部位为翼前缘时：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，包括：

根据边界层方程的相似变换，圆柱驻点线热流可与半径相同的球头热流相比拟，从外形上将翼前缘等效为一个后掠圆柱，得到有攻角情况下翼前缘热流与端头驻点热流之间的关联关系：

其中，q_y表示翼前缘热流，λ_e为有效后掠角，λ为翼前缘后掠角，n＝1.2～1.5，R_s为端头半径，R_y为翼前缘半径；λ_e＝sin^-1(sinλcosα)。

所述对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之间热流的关联简式，包括：

根据上述公式3，拟合得到端头驻点与翼前缘之间热流的关联简式：

其中，A”'、B”'、C”'和D”'为常值系数。

本发明具有以下优点：

本发明所述的高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，对典型部位之间复杂的三维流线关系进行解析拟合处理，得到简化的关联简式，根据所述关联简式，实现对不同典型部位的气动热数据的关联分析。当已知某一典型部位的飞行试验气动热数据时，可以根据关联简式外推得到相关联的另一典型部位的气动热数据，对一次实验过程中得到的飞行试验气动热数据进行了充分挖掘和有效外推，实现了有限飞行试验气动热数据的高效利用，降低了测试成本，提高了测试效率。

附图说明

图1是本发明实施例中一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法的步骤流程图；

图2是本发明实施例中一种高速飞行器的结构示意图；

图3是本发明实施例中一种端头驻点热流对比图；

图4是本发明实施例中又一种端头驻点热流对比图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。

参照图1，示出了本发明实施例中一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法的步骤流程图。在本实施例中，所述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，包括：

步骤101，基于飞行器第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位与第二典型部位之间热流的关联简式。

在本实施例中，典型部位可以是指：用于获取与关键测试流程相关的影响试验成败数据的部位；根据典型部位获取的气动热数据不仅能够对热环境计算模型和方法起到验证作用，更能够为热环境领域的重点、难点问题研究提供数据支撑。其中，基于飞行器第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，对所述三维流线关系进行解析拟合，可以得到所述第一典型部位与第二典型部位之间热流的关联简式。

步骤102，根据所述关联简式，对不同典型部位的气动热数据进行关联分析。

在本实施例中，根据所述关联简式，结合对飞行器第一典型部位或第二典型部位的气动热数据的采集结果，可以对飞行器第二典型部位或第一典型部位的气动热数据进行关联分析。

例如，当通过第一传感器测量得到所述第一典型部位的气动热数据时，根据所述关联简式，可以确定所述第二典型部位的气动热数据。其中，所述第一典型部位处安装有第一传感器，所述第二典型部位处未安装传感器。

又例如，当通过第二传感器测量得到所述第二典型部位的气动热数据时，可以根据所述关联简式，确定所述第一典型部位的气动热数据。其中，所述第二典型部位处安装有第一传感器，所述第一典型部位处未安装传感器。

在上述实施例的基础上，参照图2，示出了本发明实施例中一种高速飞行器的结构示意图。如图2所示，飞行器的典型部位包括但不仅限于：端头、锥身大面积和翼前缘。其中，由于飞行安全及传感器测量能力等原因限制，仅在本实施例所示高速飞行器的锥身大面积和翼前缘处安装了气动热参数测量传感器，端头部位未安装气动热参数测量传感器。

其中：

一、针对端头驻点与锥身大面积之间的气动热数据的关联分析方法可以如下：

在本实施例中，可以通过安装在锥身大面积处的传感器得到锥身大面积处的气动热数据。现有的锥身大面积热环境工程计算方法一般采用基于精确流线的“轴对称比拟”有攻角锥体气动加热计算方法，具有严格的理论基础，能够对锥身大面积部位热环境进行准确的模拟。

优选的，在层流热流计算时，可以采用基于边界层局部相似解的层流参考焓方法，得到端头驻点与锥身大面积之间层流热流关系：

其中，q'_e表示锥身大面积的层流热流，q'_s表示为端头驻点热流，ρ表示气体密度，μ表示气体动力黏度，u_e表示边界层外缘速度，s表示表面弧长，r表示横向比例因子，h_r表示气体恢复焓，h₀表示气体总焓，h_w表示气体壁焓，下标0表示驻点条件，下标∞表示自由来流条件，上标*表示参考条件，

基于上述公式1解析可知：锥身大面积的层流热流与端头驻点的层流热流之比并不与来流特征参数(如，来流雷诺数Re和来流马赫数Ma)显式相关，且公式1中与边界层相关的参数(如，ρ^*、μ^*、u_e和h等)都具有一样的幂，再考虑到边界层的相似性，可以确定锥身大面积的层流热流与端头驻点的层流热流的比值近似与来流特征参数无关。进一步的，公式1中的是有攻角状态下横向比例因子r(即等效径向半径)产生的有关项，不同攻角下横向比例因子不同，可以确定锥身大面积的层流热流与端头驻点热流的比值只近似与来流攻角相关。

针对锥身大面积层流流态，根据上述解析结果，由不同状态下的基于精确流线的“轴对称比拟”方法计算结果，可以拟合得到锥身大面积某一位置处(如，X＝2.0m处)的层流热流与端头驻点的层流热流的关联简式如下：

其中，α为攻角，A'、B'、C'和D'为常值系数。需要说明的是，对于锥身大面积的不同位置，锥身大面积的层流热流与端头驻点热流之间的关联简式形式一致，仅常值系数有所区别。

另一优选的，在湍流热流计算时，可以采用湍流参考焓方法，得到端头驻点与锥身大面积之间湍流热流关系：

其中，q″_e表示锥身大面积的湍流热流，c₁、c₂、c₃、c₄和m都是速度剖面指数N的函数，Pr为气体普朗特数。

基于上述公式2解析可知：湍流状态下锥身大面积热流变化规律与层流状态不同，湍流状态下的锥身大面积无量纲热流不再仅与攻角相关。由于雷诺数及马赫数为高速湍流流动的特征准则数，湍流热流与该两项特征准则数的大小密切相关，可以确定湍流状态锥身大面积与端头驻点热流的比值近似与来流雷诺数Re和来流马赫数Ma及来流攻角相关。

针对锥身大面积湍流流态，根据上述解析结果，由不同状态下的基于精确流线的“轴对称比拟”方法计算结果，可以拟合得到锥身大面积某一位置处(如，X＝2.0m处)的湍流热流与端头驻点热流的关联简式如下：

其中，A”、B”、C”、D”和为常值系数。需要说明的是，对于锥身大面积的不同位置，锥身大面积的湍流热流与端头驻点的湍流热流之间的关联简式形式一致，仅常值系数有所区别。

基于上述和可以对全流态下的锥身大面积热流与端头驻点热流的气动热数据进行关联分析。

二、针对端头驻点与翼前缘之间的气动热数据的关联分析方法可以如下：

在本实施例中，可以通过安装在翼前缘的传感器得到翼前缘处的气动热数据。根据边界层方程的相似变换，圆柱驻点线热流可与半径相同的球头热流相比拟，从外形上可以将翼前缘等效为一个后掠圆柱，得到有攻角情况下翼前缘热流与端头驻点热流之间的关联关系如下：

其中，q_y表示翼前缘热流，λ_e为有效后掠角，λ为翼前缘后掠角，n＝1.2～1.5，R_s为端头半径，R_y为翼前缘半径；λ_e＝sin^-1(sinλcosα)。

根据上述公式3，可以拟合得到端头驻点与翼前缘之间热流的关联简式：

其中，A”'、B”'、C”'和D”'为常值系数。

基于上述可以对翼前缘热流与端头驻点热流的气动热数据进行关联分析。

上述实施例只是对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制，因此凡是与本发明思路类似的实施方式或用于其他类似结构但思路与本发明类似的实施方式均在本发明的保护范围内。在本实施例中，所述高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法可以应用于对任意两个典型部位的气动热数据的关联分析。例如：可以将某高速飞行器的翼前缘、舵前缘、翼面、舵面、端头驻点、锥身大面积等典型部位，两两之间进行关联，根据其中一个典型部位的气动热数据外推出相关联的另一典型部位的气动热数据。

例如，根据上述实施例所述得到的锥身大面积与端头驻点之间的热流关联简式、以及翼前缘与驻点端头之间的热流关联简式，由锥身大面积及翼前缘部位的热流测量数据可以外推出飞行状态下飞行器端头驻点的热流，并与预示结果进行对比。参照图3，示出了本发明实施例中一种端头驻点热流对比图；参照图4，示出了本发明实施例中又一种端头驻点热流对比图。如图3和图4，两组关联外推数据(基于关联间式，根据锥身大面积的热流外推得到的端头驻点的热流；以及，基于关联间式，根据翼前缘的热流外推得到的端头驻点的热流)分布趋势及量值较为一致，且与端头驻点热流的预示结果吻合良好，验证了本发明实施例所述的关联分析方法的有效性。

综上所述，本发明实施例所述的高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，对典型部位之间复杂的三维流线关系进行解析拟合处理，得到简化的关联简式，根据所述关联简式，实现对不同典型部位的气动热数据的关联分析。当已知某一典型部位的飞行试验气动热数据时，可以根据关联简式外推得到相关联的另一典型部位的气动热数据，对一次实验过程中得到的飞行试验气动热数据进行了充分挖掘和有效外推，实现了有限飞行试验气动热数据的高效利用，降低了测试成本，提高了测试效率。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。