一種超音速空腔流動的馬赫數敏感性分析方法與流程
本發明涉及的是實驗流體力學領域，尤其是一種適用于超音速空腔流動的馬赫數敏感性分析方法。
背景技術：
隨著我國武器裝備的自主創新發展，越來越多的非常規氣動布局在先進戰機上得到了應用。然而，新氣動布局方案在提升飛行器機敏性、隱身效果的同時，也帶來了許多新問題，如大攻角飛行時渦破裂導致垂尾抖振、內埋武器艙開艙時產生的劇烈壓力脈動等問題。這些問題導致的后果之一就是劇烈的動載荷作用下，垂尾蒙皮、內埋武器艙薄壁結構表面裂紋加速形成和擴展，嚴重威脅飛行器的飛行安全。為了解決上述動載荷作用下的結構疲勞失效問題，飛機設計單位已經構建了較為成熟的結構設計和疲勞分析方法，存在的主要問題是缺乏有效精確的動載荷數據作為飛機結構設計和疲勞分析的輸入。
現階段，設計人員主要通過風洞試驗來獲取動載荷數據。然而，由于動載荷預報的風洞試驗相似模擬理論還不完善，動載荷數據的不確定性分析方法尚未建立，導致當前動載荷預測偏差較大。為了安全起見，設計人員往往采用較高的安全系數，導致結構重量增加，嚴重制約飛行器綜合性能的提升。
構建相似模擬理論的關鍵，在于找到影響主要物理現象的相似參數。鄭哲敏、談慶明指出，對于不能完全模擬的問題，采用局部模擬是可行的，即對控制主要物理現象和過程的相似參數進行完全模擬， 而放松對其他次要因素的要求。周濟福、李家春提出了一種計算相似參數的敏感度因子的方法，指出敏感度因子可用于表征相似參數的重要程度，并將該方法應用于油藏多孔介質滲流研究，獲得了與理論分析一致的相似準則。對于復雜強非線性流動，理論分析構建的相似準則往往考慮到所有的影響因素，在試驗模擬時幾乎難以實現。而周濟福、李家春提出的計算敏感度因子的方法，有助于辨識各相似參數的重要程度，從而構建基于主要相似參數的風洞試驗相似準則。
開展流場參數的敏感度分析，不僅有助于風洞試驗相似準則的構建，同時敏感性分析數據還可用于靜載荷、動載荷等試驗數據的不確定性分析，解決目前動載荷預報試驗技術中相似準則構建和預測精度估計的兩大難題，為飛行器設計提供準確的動載荷數據。此外，基于模型幾何參數的敏感性分析數據可用于氣動外形優化。基于流動控制參數的敏感性分析結果，不僅對于控制參數的選取和優化具有重要意義，在開展流場主動控制研究、揭示控制機理等方面也將發揮重要作用。
目前，敏感性分析方法在總體參數設計、工程結構設計、石油開采等方面應用較為廣泛。羅鵬程等開展了武器裝備敏感性分析研究，指出敏感性分析結果中可以提煉出哪些裝備是重要武器裝備的結論。金鐳等通過敏感性分析找出了性能較差飛機的各個組成部分與先進飛機之間的差距，定量的給出了這些部分具體能夠提升的空間，為戰斗機改進改型和作戰使用提供理論指導。唐冕針對大跨度自錨式懸索橋結構，基于橋梁多振型耦合的氣彈理論，建立了氣動參數敏感性分 析的理論和方法。白玉湖等通過相似參數的數值實驗，定量分析了各個相似參數對于水驅油計算結果的影響程度，對各個相似參數的敏感因子進行了比較，從而確定了各個相似參數的主次關系，為實現部分相似提供了理論依據和設計原則。
敏感性分析方法在諸多工程研究領域應用十分廣泛，但是在空氣動力研究方面的應用較少，僅有西北工業大學的徐林程等采用數值計算的方法開展了翼型的敏感性分析研究。數值計算在對單目標的穩態流動進行敏感性分析方面具有一定的優勢，但是對于多目標的非定常流動，則計算量顯著上升，計算結果的收斂性也急劇下降。
隨著風洞流場品質和控制精度的不斷提升，目前，風洞試驗基本實現了對流場參數的連續高精度調節，這對于開展流場參數的敏感性研究十分有利。然而，在超音速風洞試驗中，雷諾數、模型姿態等參數都能實現連續變化，但是由于馬赫數由噴管型面決定，不能像亞聲速一樣實現連續變化。超聲速條件下，如何開展馬赫數敏感性分析，是風洞敏感性分析試驗亟待解決的關鍵問題。
技術實現要素：
本發明的目的，就是針對現有技術所存在的不足，而提供一種適用于超音速空腔流動的馬赫數敏感性分析方法，該方案通過調節模型迎角，在平板前緣形成不同角度的膨脹波，氣流經過膨脹波后馬赫數將升高，通過對比迎角變化前后的脈動壓力數據，開展馬赫數的敏感性分析。
本方案是通過如下技術措施來實現的：
一種適用于超音速空腔流動的馬赫數敏感性分析方法，包括有以下步驟：
a.使平板起始迎角為0度，設置每步迎角增加Δα，依次測量3步；
b.在空腔前緣安裝總壓測耙和靜壓測孔，測量獲得在不同迎角下的空腔入口馬赫數；
c.控制每步間的馬赫數差量小于0.01，若步與步之間馬赫數差量大于0.01，則下調每步的迎角差量，直至每步間馬赫數差量在0.01以內；
d.根據步驟c確定的迎角差量Δα，進行0度、Δα和2Δα迎角下的空腔脈動壓力測量試驗；
e.采用差分方法，計算不同測點的脈動壓力系數，開展空腔流動馬赫數感性分析。
作為本方案的優選：步驟b中測量空腔入口馬赫數的方法為：根據雷列公式(1)，計算得到i測點處馬赫數Mi,選擇最外層5個測點馬赫數的平均值作為空腔入口馬赫數M；
式中，Pi為第i個總壓測點壓力值，Ps為靜壓孔測得壓力值。
作為本方案的優選：步驟e中，馬赫數敏感性分析方法為：
0度、Δα和2Δα等迎角下，空腔入口馬赫數依次記為M0，M1，M2，測點K處脈動壓力系數依次記為Cp0，Cp1，Cp2，則測點K處的馬赫數敏感性導數可用式(3)計算得到：
本方案的有益效果可根據對上述方案的敘述得知，由于在該方案通過調節模型迎角，在平板前緣形成不同角度的膨脹波，氣流經過膨脹波后馬赫數將升高，通過對比迎角變化前后的脈動壓力數據，開展馬赫數的敏感性分析。
由此可見，本發明與現有技術相比，具有實質性特點和進步，其實施的有益效果也是顯而易見的。
附圖說明
圖1為本方案實施方式的示意圖。
圖中，1為平板，2為空腔，3為靜壓測孔，4為總壓耙板。
具體實施方式
本說明書中公開的所有特征，或公開的所有方法或過程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。
本說明書(包括任何附加權利要求、摘要和附圖)中公開的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個特征只是一系列等效或類似特征中 的一個例子而已。
本方案包括有以下步驟：
a.使平板起始迎角為0度，設置每步迎角增加Δα，依次測量3步；
b.在空腔前緣安裝總壓測耙和靜壓測孔，測量獲得在不同迎角下的空腔入口馬赫數；
c.控制每步間的馬赫數差量小于0.01，若步與步之間馬赫數差量大于0.01，則下調每步的迎角差量，直至每步間馬赫數差量在0.01以內；
d.根據步驟c確定的迎角差量Δα，進行0度、Δα和2Δα迎角下的空腔脈動壓力測量試驗；
e.采用差分方法，計算不同測點的脈動壓力系數，開展空腔流動馬赫數感性分析。
步驟b中測量空腔入口馬赫數的方法為：根據雷列公式(1)，計算得到i測點處馬赫數Mi,選擇最外層5個測點馬赫數的平均值作為空腔入口馬赫數M；
式中，Pi為第i個總壓測點壓力值，Ps為靜壓孔測得壓力值。
步驟e中，馬赫數敏感性分析方法為：
0度、Δα和2Δα等迎角下，空腔入口馬赫數依次記為M0，M1，M2，測點K處脈動壓力系數依次記為Cp0，Cp1，Cp2，則測點K處的馬赫數敏感性導數可用式(3)計算得到：
采用本方法，通過調節模型迎角，在平板前緣形成不同角度的膨脹波，氣流經過膨脹波后馬赫數將升高，通過對比迎角變化前后的脈動壓力數據，開展馬赫數的敏感性分析。能夠有效解決在超聲速條件下，如何開展的馬赫數敏感性分析的問題，具有顯著的技術貢獻。
本發明并不局限于前述的具體實施方式。本發明擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。
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