本发明涉及一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法，属于转捩预测技术领域。
背景技术：
高速飞行器(马赫数大于5的飞行器，下文简称为飞行器)在飞行试验过程中，飞行器表面存在层流和湍流两种流态。流态的不同会直接导致飞行器升力、阻力、表面热流和发动机性能不同。流动从层流转变为湍流的过程称为转捩。
飞行器头部前缘存在后掠角，由于前缘半径较小(不超过10mm)，导致出现高热流区，而前缘上湍流热流比层流大3-5倍，属于飞行器热防护设计的重点区域。准确的预测飞行器头部前缘的转捩是飞行器设计的关键，决定飞行试验成败。
目前常用的头部前缘转捩预测方法为计算机数值模拟。计算机数值模拟，通过对流动转捩过程进行分析、抽象，建立流动数学模型，采用计算机模拟计算转捩。其优点是能够模拟流动的转捩过程，获得飞行器表面精确的转捩位置。缺点是所建立的数学模型需要经过试验验证，计算量大，无法应用于工程实际。
对于飞行器头部尖前缘的转捩预测，如果采用计算机数值模拟方法，由于计算量比较大，花费时间长和试验成本高，而且预测结果需要经过试验验证。目前工程上无可用的快速预测飞行器头部尖前缘的方法。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种降低计算量、精度高、能应用于工程的高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法。
本发明的技术解决方案：一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块和转捩预测模块；
所述的斜激波波后流动参数确定模块利用数值模拟方法得到高速飞行器头部前缘的斜激波波后流动参数，包括飞行器头部前缘斜激波波后的密度ρe、飞行器头部前缘斜激波波后的速度ue和飞行器头部前缘斜激波波后的粘性系数μe；
所述的转捩判定准则系数确定模块利用公式
所述的转捩预测模块将转捩判定准则系数red与预设的头部前缘转捩判定准则阈值redδ进行比较，若red≥redδ，则头部前缘发生转捩，为湍流流态，若red＜redδ，则前缘不发生转捩，为层流流态。
本发明还包括头部前缘转捩判定准则阈值确定模块，所述的头部前缘转捩判定准则阈值确定模块包括转捩后掠角确定模块、转捩斜激波波后参数提取模块、风洞试验转捩判定准则系数确定模块和转捩判定准则阈值对比判定模块，
所述的转捩后掠角确定模块根据若干后掠角不同、前缘半径一致的风洞模型在不同试验工况下风洞试验得到的每个试验工况下热流与后掠角的关系，再根据在每个试验工况下采用数值模拟方法得到的全层流和全湍流曲线，得到每个试验工况下发生转捩的后掠角；
所述的转捩斜激波波后参数提取模块提取与每个试验工况下转捩后掠角最接近的风洞模型进行的风洞试验，得到每个试验工况下头部前缘斜激波波后流动参数；
所述的风洞试验转捩判定准则系数确定模块利用公式
所述的转捩判定准则阈值对比判定模块将每个试验工况下的转捩判定准则系数进行对比，选取所有工况下的判定准则系数的最小值，作为头部前缘转捩判定准则阈值redδ。
一种高速飞行器头部前缘转捩预测方法，通过以下步骤实现：
第一步，确定高速飞行器头部前缘的斜激波波后流动参数，斜激波波后流动参数包括飞行器头部前缘斜激波波后的密度ρe、飞行器头部后掠尖前缘斜激波波后的速度ue和飞行器头部前缘斜激波波后的粘性系数μe；
根据高速飞行器的飞行数据(包括马赫数、高度、攻角、壁面温度的变化范围)，采用工程计算方法(无粘流动的斜激波方程计算，详见《气体动力学》，童秉纲)获取所述飞行数据工况的头部前缘斜激波波后参数。飞行器头部前缘直接受到来流气流作用，高速条件下，气流过头部前缘后产生斜激波，根据飞行器的飞行工况，采用无粘流动的斜激波方程计算头部前缘斜激波波后流动参数。
第二步，根据第一步得到的斜激波波后流动参数，利用公式(1)得到高速飞行器头部前缘的转捩判定准则系数，
其中red为转捩判定准则系数，d为前缘直径；
第三步，转捩预测，
将第二步得到的转捩判定准则系数red与头部前缘转捩判定准则阈值redδ进行比较，若满足red≥redδ，则头部前缘发生转捩，为湍流流态，若不满足red≥redδ，则前缘不发生转捩，为层流流态。
所述的头部前缘转捩判定准则阈值redδ通过以下步骤确定，
a3.1、制作与高速飞行器头部前缘半径一致、不同后掠角的一系列风洞模型；
后掠角的范围为0～90°，从中选取若干后掠角，包括极值，后掠角取值越多，风洞模型就越多，精度越高，风洞模型的设计与制作为本领域公知技术。
a3.2、根据高速飞行器飞行轨迹参数，确定风洞试验参数的范围，风洞试验参数包括马赫数、攻角和雷诺数，确定一系列涵盖风洞试验参数范围的试验工况，在每一个试验工况条件下对步骤a3.1制作的一系列风洞模型开展风洞试验，得到每个试验工况下热流与后掠角的关系，再根据在每个试验工况下采用数值模拟方法得到的全层流和全湍流曲线，得到每个试验工况下发生转捩的后掠角，提取与每个试验工况下转捩后掠角最接近的风洞模型进行的风洞试验，得到每个试验工况下头部前缘斜激波波后参数；
风洞试验和数值模拟方法为本领域公知技术。
a3.3、利用公式(1)，得到每个试验工况下的转捩判定准则系数；
a3.4、对步骤a3.3得到的转捩判定准则系数进行对比，选取所有工况下的判定准则系数的最小值，作为头部前缘转捩判定准则阈值redδ。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；
(2)本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
附图说明
图1为本发明原理框图；
图2为本发明流程图；
图3为本发明实施例中某工况下热流与后掠角的关系曲线。
具体实施方式
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
本发明如图1所示，提供了一种转捩预测装置，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、头部前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。
斜激波波后流动参数确定模块利用数值模拟方法得到高速飞行器头部前缘的斜激波波后流动参数，包括飞行器头部前缘斜激波波后的密度ρe、飞行器头部前缘斜激波波后的速度ue和飞行器头部前缘斜激波波后的粘性系数μe。
转捩判定准则系数确定模块利用公式
头部前缘转捩判定准则阈值确定模块包括转捩后掠角确定模块、转捩斜激波波后参数提取模块、风洞试验转捩判定准则系数确定模块和转捩判定准则阈值对比判定模块。转捩后掠角确定模块根据若干后掠角不同、前缘半径一致的风洞模型在不同试验工况下风洞试验得到的每个试验工况下热流与后掠角的关系，得到每个试验工况下发生转捩的后掠角；转捩斜激波波后参数提取模块提取与每个试验工况下转捩后掠角最接近的风洞模型进行的风洞试验，再根据在每个试验工况下采用数值模拟方法得到的全层流和全湍流曲线，得到每个试验工况下头部前缘斜激波波后流动参数；风洞试验转捩判定准则系数确定模块利用公式
转捩预测模块将转捩判定准则系数red与预设的头部前缘转捩判定准则阈值redδ进行比较，若red≥redδ，则头部前缘发生转捩，为湍流流态，若red＜redδ，则前缘不发生转捩，为层流流态。
本发明如图2所示，还提供了一种转捩预测方法，通过以下步骤实现：
1、确定高速飞行器头部前缘(本实例中前缘半径为5mm)的斜激波波后流动参数，斜激波波后流动参数包括飞行器头部前缘斜激波波后的密度ρe＝1.26kg/m3、飞行器头部前缘斜激波波后的速度ue＝579m/s和飞行器头部前缘斜激波波后的粘性系数μe＝0.0000169pa●s。
2、利用公式(1)得到高速飞行器头部前缘的转捩判定准则系数red＝173000，
3、确定头部前缘转捩判定准则阈值redδ
(1)制作与高速飞行器头部前缘一致、不同后掠角的1：1风洞模型。
后掠角范围0～90°，根据每5°或10°选取一个角度，制作0°、10°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、60°、70°、80°、90°共13个风洞模型。
(2)根据高速飞行器飞行轨迹参数，确定风洞试验参数范围，本实例中马赫数为4～8，攻角-20°～20°，雷诺数为(0.45～3.6)×107，从中确定一系列试验工况，每个工况下对所有的风洞模型进行风洞试验。例如，采用工况马赫数5.0、雷诺数2.3×107，攻角0°进行风洞试验，得到如图3所示的热流与后掠角的关系图，再根据在此工况下采用数值模拟方法得到的全层流和全湍流曲线，从中得到在此工况条件下转捩后掠角为30°。提取后掠角为30°的风洞模型在该工况下的风洞试验，得到飞行器头部前缘斜激波波后参数。同理，得到其他工况条件下，转捩后掠角模型的飞行器头部前缘斜激波波后参数。
(3)利用公式(1)得到不同工况试验状态下的转捩判定准则系数。
上述工况马赫数5.0、雷诺数2.3×107，攻角0°，后掠角30°风洞模型的转捩判定准则系数为1.70e+05，其他工况条件下转捩判定准则系数分别为1.73e+05、1.9e+05、1.89e+05、1.93e+05、2.06e+05、4.47e+05、3.10e+05…。
(4)对步骤(3)得到的转捩判定准则系数进行对比，选取最小值作为头部前缘转捩判定准则阈值，redδ＝170000。
4、转捩预测
对比步骤2得到的red和步骤3得到的redδ，red＞redδ表明头部前缘发生转捩，为湍流流态。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。