本发明涉及飞行器气动热技术领域，尤其涉及一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法。
背景技术：
高速飞行器由于结构热膨胀，以及各类保护罩等构件分离的要求，不可避免的在大面积防护瓦、保护罩、口盖等部位存在缝隙，因而使物面边界层内的热气流流入这些缝隙，导致缝隙内的气动热非常严酷。
缝隙内流动属于具有分离漩涡的复杂流动，由于理论分析与数值模拟相当困难，国内外学者对缝隙气动热的研究大都采用试验方法。目前，国内外开展了激波风洞和电弧风洞的缝隙试验。试验设备的局限性带来天地状态的固有差异，使得天地换算成为缝隙测热试验数据应用于飞行状态之前的关键环节。
由于缝隙传热涉及微尺度对流、辐射和导热，电弧风洞相比激波风洞对缝隙流动和气动热的模拟结果更真实。考虑到电弧风洞试验流场与飞行状态的固有差异以及同一试验数据应用于不同飞行状态的需求，试验状态所测缝隙结构温度往往不能直接应用于飞行状态。国内外关于高超声速缝隙结构的电弧风洞试验，除了定性比较与研究之外，很少针对围绕飞行状态应用的试验数据天地换算方法开展详细研究。
技术实现要素：
在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
为解决上述问题，本发明提出一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法。
一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，包括：
通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据所述测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；
根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；
根据所述缝隙内外壁焓比和所述缝隙外表面壁焓获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温；
基于飞行状态缝隙内部壁温曲线，通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线；
基于外部气动加热计算温度模型，在缝隙内部加载所述缝隙额外注入热流，获得飞行状态缝隙结构传热计算模型，根据所述飞行状态缝隙结构传热计算模型获得真实缝隙结构处的温度。
本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，能够有效的实现飞行状态应用的试验数据天地换算。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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为本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法一种实施例的流程图。
图2为本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法第二种实施例的流程图。
具体实施方式
下面参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或者更多个其他附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。
参考图1和图2，本实施例提供一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，包括：
步骤s101，通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据所述测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；
步骤s102，根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；
步骤s103，根据所述缝隙内外壁焓比和所述缝隙外表面壁焓获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温；
步骤s104，基于飞行状态缝隙内部壁温曲线，通过气动热辨识获得缝隙带来的额外注入热流随内部壁温的变化曲线；
步骤s105，基于外部气动加热计算温度模型，在缝隙内部加载所述缝隙额外注入热流，获得飞行状态缝隙结构传热计算模型，根据所述飞行状态缝隙结构传热计算模型获得真实缝隙结构处的温度。
具体地，步骤s101中，为保证测温精度，采用双比色测温仪测量试验状态缝隙外表面温度，采用薄板金属外侧的热电偶测量内侧缝隙表面温度。基于试验状态缝隙内外长时间加热的稳定壁温获得缝隙内外壁焓比。
进一步地，步骤s103中，基于天地状态流动性相似、壁焓比一致原则，根据试验状态缝隙内外壁焓比、飞行状态缝隙外表面壁焓，获得飞行状态缝隙内部壁焓和壁温。
进一步地，步骤s104中，通过有缝模型底部测量温度t有缝进行气动热辨识，得到侧面传热、辐射加热和缝隙加热的总注入热流q有缝-注入；通过无缝模型底部测量温度t无缝进行气动热辨识，得到侧面传热、辐射加热的总注入热流q无缝-注入；有缝模型和无缝模型缝隙内辨识注入热流两者相减获得额外注入热流随内壁温变化曲线。
进一步地，步骤s105中，在仅考虑外部气动加热的缝隙结构温度计算模型中，缝隙部位设为绝热边界，对应试验状态的无缝模型缝隙状态。由于缝隙存在产生的注入热流为：dq缝＝q有缝-注入-q无缝-注入，缝隙加热的冷壁热流相同，随着温度的升高，注入热流逐渐降低，dq缝＝q(t有缝)。
本发明提供的飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，能够有效的实现飞行状态应用的试验数据天地换算。
虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，
本技术：
的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。