本发明属于高速飞行器强制转捩装置设计的技术领域，具体而言，涉及一种高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法及装置。
背景技术：
转捩与湍流既是高速飞行器的重大基础空气动力学问题，也是制约高速飞行器发展的关键技术问题，边界层转捩对高速飞行器超燃冲压发动机进气道起动性能和发动机性能具有至关重要的影响。对于小尺寸升力体/乘波体外形吸气式高速飞行器，由于前体进气道的长度较短，自然流动状态下无法保证进气道入口流动为湍流，因此，需要在前体进气道上安装强制转捩装置，以保证进气道入口处的流动为湍流。然而，现有的强制转捩装置设计方法所设计出的强制转捩装置的粗糙单元较小，因此根据该设计方法设计出的强制转捩装置结构较复杂，且工艺要求较高，加工难度大。
技术实现要素：
本发明提供了一种高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法及装置，以解决现有技术中的强制转捩装置设计方法所设计出的转捩装置结构复杂且加工困难的技术问题。
根据本发明的一方面，提供了一种高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法，强制转捩装置设计方法包括：步骤一，在飞行条件最不容易转捩的状态下，根据飞行器前体进气道壁面的极限流线分布，在保证强制转捩装置的流向安装位置至少距离进气道入口0.5m的条件下，确定强制转捩装置的初始安装位置的距离范围；根据强制转捩装置的初始安装位置的距离范围以及高速飞行器的结构安装空间以确定强制转捩装置的安装位置；根据强制转捩装置的安装位置和飞行器前体进气道壁面的极限流线分布以确定强制转捩装置的第一展向宽度；步骤二，根据飞行器前体进气道壁面的流场参数确定强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax；步骤三，根据强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax，确定强制转捩装置的尺寸参数。
进一步地，在步骤三之后，设计方法还包括：步骤四，根据不同的飞行条件，确定飞行器前体进气道表面的强制转捩装置流向安装位置处能够全部进入进气道入口的流线宽度，从流线宽度中选择最大的宽度作为强制转捩装置的第二展向宽度；步骤五，根据第一展向宽度与第二展向宽度的数值大小，以确定强制转捩装置的实际展向宽度。
进一步地，步骤五具体包括：当第一展向宽度大于或等于第二展向宽度时，将第一展向宽度作为强制转捩装置的实际展向宽度；当第一展向宽度小于第二展向宽度时，将第二展向宽度作为强制转捩装置的实际展向宽度。
进一步地，强制转捩装置包括多个并排设置的转捩装置粗糙单元，强制转捩装置的尺寸参数包括粗糙单元间距d、粗糙单元高度h和粗糙单元边长l。
进一步地，粗糙单元间距通过d＝2.414*δmax来确定，粗糙单元高度h通过h＝0.5*δmax来确定，粗糙单元边长l通过l＝δmax来确定。
进一步地，在步骤一中，通过数值计算的方法，计算升力体/乘波体进气道的流场，以获取飞行器前体进气道壁面的极限流线分布。
进一步地，飞行条件最不容易转捩的状态根据飞行马赫、飞行高度、攻角以及壁温来确定。
进一步地，在步骤一中，根据弹道条件，选取发动机工作包线内最不容易转捩的状态，根据飞行器前体进气道壁面的极限流线分布和高速飞行器的结构安装空间，确定强制转捩装置的安装位置以及强制转捩装置的第一展向宽度。
进一步地，强制转捩装置根据如上所述的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法来进行设计。
应用本发明的技术方案所设计出的钻石型强制转捩装置粗糙单元更大、可加工性更强，且转捩效果也比较好。对于高速飞行器来说，由于其飞行马赫数高，飞行器表面的热防护材料需要耐高温的材料，耐高温的材料尺寸越小，加工难度越大，将转捩装置的粗糙单元增大，可适当降低加工难度。因此，本发明的强制转捩装置设计方法相对于现有技术而言，可操作性强，根据该方法所设计出的强制转捩装置结构简单、工艺要求简单且实现容易。
附图说明
图1示出了根据本发明的具体实施例提供的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法的方框图；
图2示出了现有技术中的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法的结构示意图。
图3示出了根据本发明的具体实施例提供的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法的结构示意图；
图4示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器前体进气道壁面的极限流线分布；
图5示出了根据本发明的具体实施例提供的安装钻石型强制转捩装置前后试验模型表面热流结果的对比示意图；
图6示出了根据本发明的具体实施例提供的边界层厚度的示意图；
图7示出了根据本发明的具体实施例提供的钻石型强制转捩装置的结构示意图。
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。
如图1、图3和图7所示，根据本发明的具体实施例提供了一种高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法，该强制转捩装置设计方法包括：步骤一，在飞行条件最不容易转捩的状态下，根据飞行器前体进气道壁面的极限流线分布，在保证强制转捩装置的流向安装位置至少距离进气道入口0.5m的条件下，确定强制转捩装置的初始安装位置的距离范围；根据强制转捩装置的初始安装位置的距离范围以及高速飞行器的结构安装空间以确定强制转捩装置的安装位置；根据强制转捩装置的安装位置和飞行器前体进气道壁面的极限流线分布以确定强制转捩装置的第一展向宽度；步骤二，根据飞行器前体进气道壁面的流场参数确定强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax；步骤三，根据强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax，确定强制转捩装置的尺寸参数。
应用本发明的强制转捩装置设计方法所设计出的钻石型强制转捩装置粗糙单元更大、可加工性更强，且转捩效果也比较好。对于高速飞行器，由于其飞行马赫数高，飞行器表面的热防护材料需要耐高温的材料，耐高温的材料尺寸越小，加工难度越大，将转捩装置的粗糙单元增大，可适当降低加工难度。因此，本发明的强制转捩装置设计方法相对于现有技术而言，可操作性强，根据该方法所设计出的强制转捩装置结构简单、工艺要求简单且实现容易。
具体地，图2示出了现有技术中的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法的结构示意图，图3示出了根据本发明的具体实施例提供的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法的结构示意图。由图2和图3可知，根据现有技术的转捩装置设计方法与本发明的转捩装置设计方法所设计出的强制转捩装置虽然同为钻石型，然而所设计出的转捩装置粗糙单元尺寸不同。
图2所示的强制转捩装置的粗糙单元的对角线长度为一个边界层厚度δmax，高度为0.5δmax，而在本发明中，如图3所示，强制转捩装置的粗糙单元的边长为一个边界层厚度δmax，高度为0.5δmax，其中，δmax为强制转捩装置流向安装位置截面的最大的边界层厚度，强制转捩装置流向安装位置截面的边界层厚度δ是指h0＝0.99h0,∞处与壁面间的距离，h0是指沿壁面法线当地的总焓，h0，∞是指来流的总焓。本发明的强制转捩装置的粗糙单元相对于现有技术而言，粗糙单元更大、可加工性更强，且转捩效果也比较好。对于高速飞行器，由于其飞行马赫数高，飞行器表面的热防护材料需要耐高温的材料，耐高温的材料尺寸越小，加工难度越大，将转捩装置的粗糙单元增大，可适当降低加工难度。
进一步地，在本发明中，为了进一步地提高强制转捩装置的转捩效果，在步骤三之后，该设计方法还包括：步骤四，根据不同的飞行条件，确定飞行器前体进气道表面的强制转捩装置流向安装位置处能够全部进入进气道入口的流线宽度，从流线宽度中选择最大的宽度作为强制转捩装置的第二展向宽度；步骤五，根据第一展向宽度与第二展向宽度的数值大小，以确定强制转捩装置的实际展向宽度。
其中，步骤五具体包括：当第一展向宽度大于或等于第二展向宽度时，将第一展向宽度作为强制转捩装置的实际展向宽度；当第一展向宽度小于第二展向宽度时，将第二展向宽度作为强制转捩装置的实际展向宽度。应用此种配置方式，从第一展向宽度和第二展向宽度中选择较大的一个作为强制转捩装置的实际展向宽度，能够更好地适应高速飞行器的安装空间，从而进一步地提高转捩装置的转捩效果。
在本发明中，如图7所示，强制转捩装置包括多个并排设置的转捩装置粗糙单元，强制转捩装置的尺寸参数包括粗糙单元间距d、粗糙单元高度h和粗糙单元边长l。其中，在进行强制转捩装置的尺寸参数确定时，可按照以下规则来进行，其中，粗糙单元间距可通过d＝2.414*δmax来确定，粗糙单元高度h可通过h＝0.5*δmax来确定，粗糙单元边长l可通过l＝δmax来确定。
进一步地，在本发明中，在步骤一中，为了获取飞行器前体进气道壁面的极限流线分布，可通过数值计算的方法，计算升力体/乘波体进气道的流场，进而获取飞行器前体进气道壁面的极限流线分布。
在本发明中，为了确定强制转捩装置的安装位置，步骤一具体包括：在飞行条件最不容易转捩的状态下，根据飞行器前体进气道壁面的极限流线分布，在保证强制转捩装置的流向安装位置至少距离进气道入口0.5m的条件下，确定强制转捩装置的初始安装位置的距离范围，根据强制转捩装置的初始安装位置的距离范围以及高速飞行器的结构安装空间以确定强制转捩装置的安装位置。其中，飞行条件最不容易转捩的状态根据飞行马赫、飞行高度、攻角以及壁温来确定。根据研究表明，飞行马赫最大、飞行高度最高、攻角越小、壁温越高，进气道压缩面越不容易转捩。
为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1、图3至图7对本发明的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法的具体应用进行详细说明。
步骤一，如图1和图4所示，根据弹道条件，选取发动机工作包线内最不容易转捩的状态，通过数值计算的方法，计算升力体/乘波体进气道的流场，获取升力体/乘波体吸气式高速飞行器的前体进气道壁面极限流线分布。对于升体/乘波体外形，越靠前结构空间越小，流动经过强制转捩装置后，会形成流向涡，由于流向涡的发展距离一般为0.5m长，为了保证进气道入口为湍流流态，保证发动机稳定工作，需保证强制转捩装置的流向安装位置至少距离进气道入口0.5m。在此条件下，能够确定强制转捩装置的初始安装位置的距离范围。根据该距离范围，同时结合高速飞行器的实际结构安装空间，确定强制转捩装置安装位置(图4所示x＝x0位置)，其中所确定的强制转捩装置的安装位置x＝x0既能够满足流向涡的充分发展的要求，也能够满足结构设计的需求。
在强制转捩装置的安装位置x＝x0确定之后，根据图4所示的升力体/乘波体吸气式高速飞行器的前体进气道壁面极限流线分布图，可以确定在x＝x0位置处能够全部进入进气道的流线宽度为z＝z0，因此，将强制转捩装置的第一展向宽度设计为z0。
步骤二，强制转捩装置的安装位置以及强制转捩装置的第一展向宽度确定之后，在飞行条件最不容易转捩的状态下(即飞行马赫最大、飞行高度最高、攻角越小、壁温越高，进气道压缩面越不容易转捩的状态)，根据飞行器前体进气道壁面的流场参数确定所述强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax，其中，δmax为强制转捩装置流向安装位置截面的最大的边界层厚度，强制转捩装置流向安装位置截面的边界层厚度δ是指h0＝0.99h0,∞处与壁面间的距离，h0是指沿壁面法线当地的总焓，h0，∞是指来流的总焓。
步骤三，根据强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax，确定强制转捩装置的尺寸参数。其中，强制转捩装置的尺寸参数包括粗糙单元间距d、粗糙单元高度h和粗糙单元边长l，粗糙单元间距通过d＝2.414*δmax来确定，粗糙单元高度h通过h＝0.5*δmax来确定，粗糙单元边长l通过l＝δmax来确定。基于此，在获得了强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax后，即可确定强制转捩装置的粗糙单元间距d、粗糙单元高度h和粗糙单元边长l。由此，即完成了高速飞行器钻石型强制转捩装置的结构设计。
进一步地，作为本发明的其他实施例，为了进一步地提高强制转捩装置的转捩效果，在步骤三之后，该设计方法还包括步骤四，即根据不同的飞行条件，确定飞行器前体进气道表面的强制转捩装置流向安装位置处能够全部进入进气道入口的流线宽度，从流线宽度中选择最大的宽度作为强制转捩装置的第二展向宽度；步骤五，根据第一展向宽度与第二展向宽度的数值大小，以确定强制转捩装置的实际展向宽度。
其中，步骤五具体包括：当第一展向宽度大于或等于第二展向宽度时，将第一展向宽度作为强制转捩装置的实际展向宽度；当第一展向宽度小于第二展向宽度时，将第二展向宽度作为强制转捩装置的实际展向宽度。应用此种配置方式，从第一展向宽度和第二展向宽度中选择较大的一个作为强制转捩装置的实际展向宽度，能够更好地适应高速飞行器的安装空间，从而进一步地提高转捩装置的转捩效果。
为了对本发明有进一步的了解，下面结合图5对安装钻石型强制转捩装置前后试验模型表面热流结果进行对比。
如图5所示，黑实线表示试验状态全湍流热流计算结果，虚线表示试验状态全层流热流计算结果，三角符号表示不加强制转捩装置下表面中心线热流试验结果，圆点符号表示带强制转捩装置后下表面中心线热流试验结果。从图5中可知，在不安装钻石型强制转捩装置前，流动在x＝x1(x1>x0)处开始转捩；安装钻石型强制转捩装置后，流动在经过强制转捩装置后就迅速开始转捩，转捩效果得到了有效验证。根据该试验可知，使用本发明的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法设计出的转捩装置能够达到预期效果，实现预期目标。
根据本发明的另一方面，提供了一种高速飞行器钻石型强制转捩装置，该强制转捩转捩装置使用如上所述的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法来进行设计。使用本发明的高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法设计出的高速飞行器钻石型强制转捩装置结构更加简单、工艺要求简单且实现更加容易。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。