[发明专利]一种高超声速飞行器后掠机翼的湍流转捩模型构建方法

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器后掠机翼的湍流转捩模型构建方法，使所建立的湍流转捩模型同时具有Mack模态与横流扰动模态。为研究高超声速飞行器湍流转捩机理及其控制提供了更加合理的模型，使得可以对其进行定量分析。

技术领域

本发明涉及飞行器流场分析技术领域，具体是一种高超声速飞行器后掠机翼的湍流转捩模型构建方法。

背景技术

高超声速飞行器外形以升力体或圆锥形状为主。例如美国的HIFiRe5标模，或者大攻角圆锥标模。层流到湍流的转捩对高超声速飞行器摩阻、热载荷具有很大影响。对于高超声速飞行器而言，湍流转捩发生之后，飞行器阻力以及表面热传递急剧增加。

对于高超声速飞行器流动，其为典型的三维边界层流动，例如高超声速带攻角圆锥流动、高超声速升力体外形。对于高超声速三维边界层来讲，其边界层流动既能激发Mack模态又能激发横流扰动模态。目前来讲，风洞实验与数值计算都表明其边界层由横流扰动模态以及Mack模态主导，其湍流转捩机制也由横流扰动模态以及Mack模态相互作用决定。采用风洞实验研究横流扰动模态以及Mack模态相互作用，由于高超声速条件下测量条件的限制，目前主要还是测量壁面和空间分布的压力脉动，并不能区分测量得到压力脉动是Mack模态还是横流扰动模态。因此，风洞实验并不能很好的研究两种模态的相互作用机制。为了研究其相互作用机理，一般均采用直接数值模拟技术。然而，对于直接数值模拟而言，要求外形简单，边界条件自匹配。因此，对于升力体外形以及带攻角圆锥外形等高超声速飞行器，并不适合直接用来做数值模拟。首先，因为其外形比较复杂，不易生成高精度网格，其次，高超声速飞行器例如升力体以及大攻角圆锥外形使得其流动在展向具有非周期性，不能采用严格的数学条件对其进行数学分析。因此，这使得高超声速飞行器三维边界层湍流转捩机理研究主要是定性而不是定量。因此，为了能够精确的理解，研究高超声速三维边界层湍流转捩机理，需要构建一种更简化的模拟外形来研究高超声速三维边界层流动的转捩机理。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一种高超声速飞行器后掠机翼的湍流转捩模型构建方法，为研究高超声速飞行器湍流转捩机理及其控制提供了更加合理的模型，使得可以对其进行定量分析。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

一种高超声速飞行器后掠机翼的湍流转捩模型构建方法，使所建立的湍流转捩模型同时具有Mack模态与横流扰动模态。

同时具有Mack模态和横流扰动模态，便于研究两种模态的相互作用机制，使得对高超声速飞行器后掠机翼的模拟更加精确，便于研究高超声速条件下飞行器边界层流动中的Mack模态与横流扰动模态相互作用，便于更加精确地分析高超声速飞行器后掠机翼的力学机理，以便于后期研发、改进制造出更适应于现实流场飞行的飞行器。

作为一种优选的技术方案，包括以下步骤：

S1,采用抛物型曲线建立高超声速飞行器后掠机翼的外形；

S2,在后掠机翼的外形基础上，生成数值计算网格；

S3,在得到计算网格条件下，采用计算流动力学计算层流流场；

S4,在得到精确的层流流动后，采用线性稳定性分析层流流场是否存在不稳定的Mack模态和横流扰动模态；

S5,通过线性稳定性计算结果，确认该后掠机翼外形能得到同时具有Mack模态和横流扰动模态。

同时具有Mack模态和横流扰动模态，便于研究两种模态的相互作用机制，使得对高超声速飞行器后掠机翼的模拟更加精确，便于研究高超声速条件下飞行器边界层流动中的Mack模态与横流扰动模态相互作用，便于更加精确地分析高超声速飞行器后掠机翼的力学机理，以便于后期研发、改进制造出更适应于现实流场飞行的飞行器。