[发明专利]一种高速飞行器强制转捩装置验证方法

摘要

本发明实施例公开的一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，涉及高速飞行器强制转捩装置验证技术，能够解决强制转捩装置验证难的问题。该方法在层流试验状态下，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，验证强制转捩装置转捩效果，该方法主要用于强制转捩装置验证。

主权项

1.一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，其特征在于，该方法针对升力体/乘波体吸气式高速飞行器，该方法包括以下过程：步骤一，根据飞行弹道条件选择激波风洞和试验状态，所述试验状态是指保持马赫不变，调整雷诺数和攻角，使得强制转捩装置安装位置下游0.5米前保持层流状态；步骤二，根据激波风洞的尺寸和参数确定强制转捩装置试验模型的最大缩比，确定试验模型强制转捩装置的流向安装位置为飞行条件下流向安装位置的缩比位置；步骤三，计算试验状态下强制转捩装置流向安装位置处的焓值边界层厚度，取强制转捩装置安装位置处展向截面的最大焓值边界层厚度为δ，选取5种不同高度的强制转捩装置，确保一个大于基准，两个小于基准，同时有k/δ＝0做对比，基准状态k/δ＝n0与飞行条件下的设计准则一致，另取k/δ＝n1、n2、n3、0,其中，n0n2>n3>0，k表示强制转捩装置粗糙单元的高度；步骤四，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；步骤五，根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，确定强制转捩装置的起始高度h_incipient、临界高度h_critical和有效高度h_effective；若基准k/δ＝n0＝h_effective，则强制转捩装置效果达到最好。