一种超音速空腔流动的马赫数敏感性分析方法与流程

本发明涉及的是实验流体力学领域，尤其是一种适用于超音速空腔流动的马赫数敏感性分析方法。

背景技术：

随着我国武器装备的自主创新发展，越来越多的非常规气动布局在先进战机上得到了应用。然而，新气动布局方案在提升飞行器机敏性、隐身效果的同时，也带来了许多新问题，如大攻角飞行时涡破裂导致垂尾抖振、内埋武器舱开舱时产生的剧烈压力脉动等问题。这些问题导致的后果之一就是剧烈的动载荷作用下，垂尾蒙皮、内埋武器舱薄壁结构表面裂纹加速形成和扩展，严重威胁飞行器的飞行安全。为了解决上述动载荷作用下的结构疲劳失效问题，飞机设计单位已经构建了较为成熟的结构设计和疲劳分析方法，存在的主要问题是缺乏有效精确的动载荷数据作为飞机结构设计和疲劳分析的输入。

现阶段，设计人员主要通过风洞试验来获取动载荷数据。然而，由于动载荷预报的风洞试验相似模拟理论还不完善，动载荷数据的不确定性分析方法尚未建立，导致当前动载荷预测偏差较大。为了安全起见，设计人员往往采用较高的安全系数，导致结构重量增加，严重制约飞行器综合性能的提升。

构建相似模拟理论的关键，在于找到影响主要物理现象的相似参数。郑哲敏、谈庆明指出，对于不能完全模拟的问题，采用局部模拟是可行的，即对控制主要物理现象和过程的相似参数进行完全模拟， 而放松对其他次要因素的要求。周济福、李家春提出了一种计算相似参数的敏感度因子的方法，指出敏感度因子可用于表征相似参数的重要程度，并将该方法应用于油藏多孔介质渗流研究，获得了与理论分析一致的相似准则。对于复杂强非线性流动，理论分析构建的相似准则往往考虑到所有的影响因素，在试验模拟时几乎难以实现。而周济福、李家春提出的计算敏感度因子的方法，有助于辨识各相似参数的重要程度，从而构建基于主要相似参数的风洞试验相似准则。

开展流场参数的敏感度分析，不仅有助于风洞试验相似准则的构建，同时敏感性分析数据还可用于静载荷、动载荷等试验数据的不确定性分析，解决目前动载荷预报试验技术中相似准则构建和预测精度估计的两大难题，为飞行器设计提供准确的动载荷数据。此外，基于模型几何参数的敏感性分析数据可用于气动外形优化。基于流动控制参数的敏感性分析结果，不仅对于控制参数的选取和优化具有重要意义，在开展流场主动控制研究、揭示控制机理等方面也将发挥重要作用。

目前，敏感性分析方法在总体参数设计、工程结构设计、石油开采等方面应用较为广泛。罗鹏程等开展了武器装备敏感性分析研究，指出敏感性分析结果中可以提炼出哪些装备是重要武器装备的结论。金镭等通过敏感性分析找出了性能较差飞机的各个组成部分与先进飞机之间的差距，定量的给出了这些部分具体能够提升的空间，为战斗机改进改型和作战使用提供理论指导。唐冕针对大跨度自锚式悬索桥结构，基于桥梁多振型耦合的气弹理论，建立了气动参数敏感性分 析的理论和方法。白玉湖等通过相似参数的数值实验，定量分析了各个相似参数对于水驱油计算结果的影响程度，对各个相似参数的敏感因子进行了比较，从而确定了各个相似参数的主次关系，为实现部分相似提供了理论依据和设计原则。

敏感性分析方法在诸多工程研究领域应用十分广泛，但是在空气动力研究方面的应用较少，仅有西北工业大学的徐林程等采用数值计算的方法开展了翼型的敏感性分析研究。数值计算在对单目标的稳态流动进行敏感性分析方面具有一定的优势，但是对于多目标的非定常流动，则计算量显著上升，计算结果的收敛性也急剧下降。

随着风洞流场品质和控制精度的不断提升，目前，风洞试验基本实现了对流场参数的连续高精度调节，这对于开展流场参数的敏感性研究十分有利。然而，在超音速风洞试验中，雷诺数、模型姿态等参数都能实现连续变化，但是由于马赫数由喷管型面决定，不能像亚声速一样实现连续变化。超声速条件下，如何开展马赫数敏感性分析，是风洞敏感性分析试验亟待解决的关键问题。

技术实现要素：

本发明的目的，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种适用于超音速空腔流动的马赫数敏感性分析方法，该方案通过调节模型迎角，在平板前缘形成不同角度的膨胀波，气流经过膨胀波后马赫数将升高，通过对比迎角变化前后的脉动压力数据，开展马赫数的敏感性分析。

本方案是通过如下技术措施来实现的：

一种适用于超音速空腔流动的马赫数敏感性分析方法，包括有以下步骤：

a.使平板起始迎角为0度，设置每步迎角增加Δα，依次测量3步；

b.在空腔前缘安装总压测耙和静压测孔，测量获得在不同迎角下的空腔入口马赫数；

c.控制每步间的马赫数差量小于0.01，若步与步之间马赫数差量大于0.01，则下调每步的迎角差量，直至每步间马赫数差量在0.01以内；

d.根据步骤c确定的迎角差量Δα，进行0度、Δα和2Δα迎角下的空腔脉动压力测量试验；

e.采用差分方法，计算不同测点的脉动压力系数，开展空腔流动马赫数感性分析。

作为本方案的优选：步骤b中测量空腔入口马赫数的方法为：根据雷列公式(1)，计算得到i测点处马赫数Mi,选择最外层5个测点马赫数的平均值作为空腔入口马赫数M；

式中，Pi为第i个总压测点压力值，Ps为静压孔测得压力值。

作为本方案的优选：步骤e中，马赫数敏感性分析方法为：

0度、Δα和2Δα等迎角下，空腔入口马赫数依次记为M₀，M₁，M₂，测点K处脉动压力系数依次记为Cp₀，Cp₁，Cp₂，则测点K处的马赫数敏感性导数可用式(3)计算得到：

本方案的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，由于在该方案通过调节模型迎角，在平板前缘形成不同角度的膨胀波，气流经过膨胀波后马赫数将升高，通过对比迎角变化前后的脉动压力数据，开展马赫数的敏感性分析。

由此可见，本发明与现有技术相比，具有实质性特点和进步，其实施的有益效果也是显而易见的。

附图说明

图1为本方案实施方式的示意图。

图中，1为平板，2为空腔，3为静压测孔，4为总压耙板。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中 的一个例子而已。

本方案包括有以下步骤：

a.使平板起始迎角为0度，设置每步迎角增加Δα，依次测量3步；

b.在空腔前缘安装总压测耙和静压测孔，测量获得在不同迎角下的空腔入口马赫数；

c.控制每步间的马赫数差量小于0.01，若步与步之间马赫数差量大于0.01，则下调每步的迎角差量，直至每步间马赫数差量在0.01以内；

d.根据步骤c确定的迎角差量Δα，进行0度、Δα和2Δα迎角下的空腔脉动压力测量试验；

e.采用差分方法，计算不同测点的脉动压力系数，开展空腔流动马赫数感性分析。

步骤b中测量空腔入口马赫数的方法为：根据雷列公式(1)，计算得到i测点处马赫数Mi,选择最外层5个测点马赫数的平均值作为空腔入口马赫数M；

式中，Pi为第i个总压测点压力值，Ps为静压孔测得压力值。

步骤e中，马赫数敏感性分析方法为：

0度、Δα和2Δα等迎角下，空腔入口马赫数依次记为M₀，M₁，M₂，测点K处脉动压力系数依次记为Cp₀，Cp₁，Cp₂，则测点K处的马赫数敏感性导数可用式(3)计算得到：

采用本方法，通过调节模型迎角，在平板前缘形成不同角度的膨胀波，气流经过膨胀波后马赫数将升高，通过对比迎角变化前后的脉动压力数据，开展马赫数的敏感性分析。能够有效解决在超声速条件下，如何开展的马赫数敏感性分析的问题，具有显著的技术贡献。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。