本发明涉及飞行器转捩预测技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器边界层的转捩位置预测方法，尤其涉及一种基于边界层稳定性理论的应用于升力体/乘波体高超声速飞行器边界层的转捩预测方法。
背景技术：
高超声速飞行器(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。流态的不同导致飞行器升力、阻力、表面热流、发动机性能和进气道启动性能的不同。本发明中定义从层流到湍流的流动过程为转捩。准确的预测飞行器表面的转捩位置是飞行器设计的关键，决定飞行试验成败。
预测飞行器表面的转捩位置，目前常采用的方法有：基于线性稳定性理论的半经验的传统e-n方法、求解抛物化稳定性方程的方法(pse)、直接数值模拟(dns)、湍流转捩模式和工程转捩准则，其中，pse方法无法应用于工程实际；dns和湍流转捩模式计算量巨大，无法应用于工程实际；工程转捩准则没有理论依据，无法模拟转捩过程，给出精确的转捩位置。因此，在工程应用中，基于稳定性理论的e-n方法应用最为广泛。在航空工业领域，e-n方法通常被认为是预测转捩位置最有效的方法。
传统e-n方法：边界层内存在各种频率的小扰动，当它们向下游传播时，分别在不同的位置幅值开始增长；各种频率的扰动波从其开始增长的位置起，可用线性稳定性理论计算它们向下游方向累计的增长倍数，增长倍数首先达到某一特定值的扰动波引发转捩。具体表示为：
其中，a为扰动的幅值，a0为扰动开始增长时的幅值。
通常情况下，e-n方法中的增长率通过使用线性稳定性理论计算得到，其中引入了平行流假设，即假设基本流沿流向的展向是平行的。这种假设的理论依据是基本流在流向和展向的尺度远大于扰动波在流向和展向上的长度尺度，因此，大多数情况下，这个假设是合理的。但对于复杂外形高超声速飞行器的流场，横流明显、三维性较强，流向和展向变化比较大，因此使用线性稳定性给出的增长率通常存在较大的误差，可靠性较差。而由于存在横流，仅仅使用流向不稳定性(传统e-n方法)来分析和预测复杂外形飞行器是不合适的。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，该预测方法基于一种改进的e-n方法，考虑了由于外形复杂引起的三维横流的影响，改进了传统e-n方法的不足，适用于复杂外形高超声速飞行器转捩位置的预测。
本发明的技术解决方案：
一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，通过以下步骤实现：
计算目标飞行器在典型状态工况下飞行器表面的层流流场，其中，壁面温度根据沿弹道气动热和飞行器结构计算得到；
该步骤中，层流流场的计算为本领域公知的技术，可采用商业软件或工具获得；
将计算得到的层流流场插值到飞行器表面沿法向的正交网格上；
以正交化的流场作为基本流，分析中性曲线，得到考虑横流影响的中性曲线；
基于得到的中性曲线，选取幅值增长率大于0的第二模态和横流模态扰动波，采用e-n方法对所述的扰动波沿势流方向积分，并取所计算的所有扰动波的n值的包络线作为飞行器表面的n值分布；
根据经过试验验证或经验得到的触发转捩的n0值，确定飞行器表面的转捩位置。
本发明实施例提供的一种基于改进的e-n稳定性分析的复杂外形高超声速飞行器转捩预测方法，先计算得到飞行条件下飞行器表面的层流流场，并将流场插值到沿飞行器表面法向的正交化网格上；沿正交化网格下的流场的势流方向对第二模态和更低频的扰动波的增长率进行积分得到飞行器表面的n值分布；根据触发转捩的n0值确定飞行器表面转捩的位置。该方法从横流稳定性的角度去分析和预测转捩的发生，改进了传统e-n方法，考虑了横流稳定性，对横流模态的扰动波进行了积分，同时考虑了飞行器壁面温度对转捩的影响，获得了一种基于稳定性分析的转捩预测方法，可以较为准确的预测高超声速飞行器表面转捩位置。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。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为本发明提供的高超声速飞行器转捩位置预测方法的一种实施例的流程图；
图2为本发明提供的高超声速飞行器转捩位置预测方法中考虑和不考虑横流的中性曲线对比图；
图3为本发明提供的高超声速飞行器转捩位置预测方法中不同频率扰动波沿势流方向的n值分布；
图4为本发明提供的高超声速飞行器转捩位置预测方法中n值分布示意图；
图5为采用本发明的方法得到的转捩位置示意图；
图6为试验结果出示的转捩位置示意图。
其中：图5和6中黑线表示转捩位置，n0值＝10。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明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发明。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发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
本发明实施例提供了一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，如图1所示，包括下述步骤：
1、弹道分析；
针对目标飞行器的飞行弹道，通过分析统计弹道的各个参数的变化范围，获得马赫数、高度、攻角、壁面温度的变化范围，得到建立数据库所需要的样本，此步骤为本领域公知的步骤；
2、建立n值分布数据库，包括：
2.1获得飞行器样本工况的层流流场；
根据步骤1所获得的样本工况，采用工程计算软件fluent计算得到飞行器样本工况的层流流场，计算过程中，以飞行弹道条件下的气动热环境和真实的飞行器结构为基础，通过结构传热分析得到飞行器表面的温度，以此温度作为fluent计算的壁面条件；
其中，通过结构传热分析得到飞行器表面的温度可采用本领域常规技术手段获得，具体见《数值传热学》，杨世铭，高等教育出版社；
2.2步骤2.1得到的层流流场转换到飞行器表面沿法向的正交网格上，得到正交化的层流流场；
2.3以得到的正交化的层流流场作为基本流，采用线性稳定性理论分析中性曲线特征，得到考虑横流后的中性曲线，并将该中性曲线中受横流影响最大的第一模态作为横流模态；
该步骤中，采用线性稳定性理论分析中性曲线特征可采用本领域公知的手段，具体见《流动稳定性》，周恒等，国防工业出版社；
举例说明，参见图2，通常情况下，采用线性稳定性理论分析中性曲线时，基本流中只考虑x和y两个方向的分量，强制z方向分量为0；但在考虑横流后，基本流中z方向的分量不再强制为0。如图2所示，给出了不考虑横流和考虑横流时中性曲线的比较。图中横坐标为扰动波展向波数β，纵坐标为扰动波频率f，云图颜色的变化表示扰动波的幅值增长率(-αi)的大小，满足-αi＝0条件的点的集合称为中性曲线。从图中可以看出，相比与第二模态(mack模态)，低频扰动模态受横流的影响很大，横流使得第一模态失稳区域扩大并且向更低频区域移动。可以将此时受横流影响大的第一模态，看作为横流模态。
2.4根据步骤一得到的中性曲线，选取幅值增长率-αi>0的第二模态扰动波和更低频的横流模态波，采用e-n方法沿势流方向积分，得到不同频率扰动波沿势流方向的n值分布，如图3所示；
该步骤中，所述n值的具体计算公式为e-n方法中的常规公式，如下所示：
其中，a为扰动的幅值，a0为扰动开始增长时的幅值，一般取0.0001，x0表示某一频率的扰动波使得增长率αi＝0的流向位置，x表示流向位置；
2.5统计步骤2.4得到的沿势流方向的n值分布，得到沿势流方向的n值的包络线(不同x位置处最大n值的集合)，形成飞行器表面的n值分布，如图4所示；
步骤3转捩位置判定；
基于所述的飞行器表面的n值分布，结合根据经过试验验证或经验得到的触发转捩的n0值＝10；确定飞行器表面的转捩位置，见图5中黑色曲线表示n0＝10的位置，即飞行器转捩位置。
其中，对飞行器的任意一条弹道，可采用插值获得飞行器表面沿弹道的n值。
采用考虑横流模态的改进e-n方法，对目标飞行器进行了边界层转捩预测。结果显示流动三维性强的区域提前转捩发展为湍流，考虑横流模态改进后的e-n方法显示该部位发生转捩，并与试验结果转捩位置(图6)比较，说明了考虑横流模态的改进e-n方法的有效性，而传统e-n方法未能预测出转捩。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的装置和方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、dvd、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。