[发明专利]预测变雷诺数钝锥转捩位置的方法、介质、处理器及设备

说明书

本发明公开了一种预测变雷诺数钝锥转捩位置的方法、介质、处理器及设备，属于空气动力学技术领域，包括步骤：S1，通过风洞实验获得两组不同单位雷诺数的对应实验转捩位置；S2，获得步骤S1中两组实验转捩位置的钝锥转捩雷诺数；S3，拟合曲线计算自参数；S4，获得待求单位雷诺数下的钝锥转捩雷诺数；S5，获得预测转捩位置。本发明针对钝锥，只需在同一风洞下获得两组不同雷诺数的转捩数据，即可外推预测其他雷诺数下的转捩结果，具有非常重要的工程价值。

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，更为具体的，涉及一种预测变雷诺数钝锥转捩位置的方法、介质、处理器及设备。

背景技术

在高超声速流动中，当来流雷诺数大于某一临界值，边界层流动状态便会从层流转变为湍流。研究表明，高超声速条件下湍流边界层的壁面摩阻与壁面热流通常比层流边界层大3-5倍，所以，准确预测转捩位置对高超声速飞行器的气动/热防护设计和飞行控制至关重要。

目前，预测边界层转捩的手段主要有风洞实验、数值模拟以及飞行试验。其中飞行试验成本高昂，而风洞实验和计算机无法完全模拟真实飞行条件下的工况。所以，有必要开展边界层转捩数据关联和预测的工作。

现有方案中，我国中科院力学所的罗长童、姜宗林等人提出了五种高超声速风洞实验数据分析与关联的方法，分别是：①响应面对齐法、②相关阵图法、③子空间分析法、④权衡分析法、⑤模型残量法。但这些方法主要是基于数据结果进行分析，没有考虑影响转捩的变量之间物理原理。北京航空航天大学的张雯、刘沛清等人提出了一种利用小波变换的风洞实验转捩数据分析方法，但该方法主要针对于平板，无法推广至圆锥等其他类高超声速飞行器的外形。

真实飞行器的转捩过程非常复杂，影响转捩的流场参数众多，预测边界层转捩的理论还很不成熟。现目前比较通用的转捩预测eN方法采取临界转捩N值预测不同流动条件下的转捩位置，但由于该转捩判据强烈依赖于工况条件，当流动条件发生较大变化时预测误差会比较大。

近年，美国阿诺德工程发展中心（简称：AEDC）的Marineau等人提出了一种基于风洞噪声频谱和边界层转捩幅值的测量结果进行转捩预测的方法，但该方法依赖高精度的压力脉动测量，对实验设备较高。

综上，国内国际上针对依赖于物理规律的高超声速边界层转捩的风洞实验数据的关联和预测方法仍较局限，因此有必要提出一种高效的、普遍的、有理论支撑的风洞转捩数据关联和预测的新方法，以满足与日俱增的高超声速飞行器设计需求。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种预测变雷诺数钝锥转捩位置的方法、介质、处理器及设备，只需在同一风洞下获得两组不同雷诺数的转捩数据，即可外推预测其他雷诺数下的转捩结果，具有非常重要的工程价值。

本发明的目的是通过以下方案实现的：

一种预测变雷诺数钝锥转捩位置的方法，包括转捩数据关联步骤：

S1，通过风洞实验分别获得第一单位雷诺数、第二单位雷诺数的对应实验转捩位置，并分别记为第一实验转捩位置、第二实验转捩位置；

S2，在该步骤中，目的是获得步骤S1中两组实验转捩位置的钝锥转捩雷诺数，具体包括子步骤：根据公式计算获得第一钝锥转捩雷诺数、第二钝锥转捩雷诺数；其中，表示单位雷诺数，表示实验转捩位置；

S3，在该步骤中，目的是拟合曲线获得待求参数和待求参数，具体包括子步骤：将第一单位雷诺数、第二单位雷诺数和第一钝锥转捩雷诺数、第二钝锥转捩雷诺数代入如下公式进行最小二乘拟合：

即获得该风洞下的第一待求参数和第二待求参数；

在经过步骤S1~步骤S3完成转捩数据关联后，进入转捩数据预测步骤。