本發(fā)明涉及的是實驗流體力學(xué)領(lǐng)域，尤其是一種適用于超音速空腔流動的馬赫數(shù)敏感性分析方法。

背景技術(shù)：

隨著我國武器裝備的自主創(chuàng)新發(fā)展，越來越多的非常規(guī)氣動布局在先進戰(zhàn)機上得到了應(yīng)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(dǎo)致垂尾抖振、內(nèi)埋武器艙開艙時產(chǎn)生的劇烈壓力脈動等問題。這些問題導(dǎo)致的后果之一就是劇烈的動載荷作用下，垂尾蒙皮、內(nèi)埋武器艙薄壁結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)疲勞失效問題，飛機設(shè)計單位已經(jīng)構(gòu)建了較為成熟的結(jié)構(gòu)設(shè)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(shù)據(jù)作為飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和疲勞分析的輸入。

現(xiàn)階段，設(shè)計人員主要通過風(fēng)洞試驗來獲取動載荷數(shù)據(jù)。然而，由于動載荷預(yù)報的風(fēng)洞試驗相似模擬理論還不完善，動載荷數(shù)據(jù)的不確定性分析方法尚未建立，導(dǎo)致當(dāng)前動載荷預(yù)測偏差較大。為了安全起見，設(shè)計人員往往采用較高的安全系數(shù)，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量增加，嚴重制約飛行器綜合性能的提升。

構(gòu)建相似模擬理論的關(guān)鍵，在于找到影響主要物理現(xiàn)象的相似參數(shù)。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(xiàn)象和過程的相似參數(shù)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(shù)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(shù)的重要程度，并將該方法應(yīng)用于油藏多孔介質(zhì)滲流研究，獲得了與理論分析一致的相似準則。對于復(fù)雜強非線性流動，理論分析構(gòu)建的相似準則往往考慮到所有的影響因素，在試驗?zāi)M時幾乎難以實現(xiàn)。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(shù)的重要程度，從而構(gòu)建基于主要相似參數(shù)的風(fēng)洞試驗相似準則。

開展流場參數(shù)的敏感度分析，不僅有助于風(fēng)洞試驗相似準則的構(gòu)建，同時敏感性分析數(shù)據(jù)還可用于靜載荷、動載荷等試驗數(shù)據(jù)的不確定性分析，解決目前動載荷預(yù)報試驗技術(shù)中相似準則構(gòu)建和預(yù)測精度估計的兩大難題，為飛行器設(shè)計提供準確的動載荷數(shù)據(jù)。此外，基于模型幾何參數(shù)的敏感性分析數(shù)據(jù)可用于氣動外形優(yōu)化。基于流動控制參數(shù)的敏感性分析結(jié)果，不僅對于控制參數(shù)的選取和優(yōu)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(fā)揮重要作用。

目前，敏感性分析方法在總體參數(shù)設(shè)計、工程結(jié)構(gòu)設(shè)計、石油開采等方面應(yīng)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(jié)果中可以提煉出哪些裝備是重要武器裝備的結(jié)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(zhàn)斗機改進改型和作戰(zhàn)使用提供理論指導(dǎo)。唐冕針對大跨度自錨式懸索橋結(jié)構(gòu)，基于橋梁多振型耦合的氣彈理論，建立了氣動參數(shù)敏感性分 析的理論和方法。白玉湖等通過相似參數(shù)的數(shù)值實驗，定量分析了各個相似參數(shù)對于水驅(qū)油計算結(jié)果的影響程度，對各個相似參數(shù)的敏感因子進行了比較，從而確定了各個相似參數(shù)的主次關(guān)系，為實現(xiàn)部分相似提供了理論依據(jù)和設(shè)計原則。

敏感性分析方法在諸多工程研究領(lǐng)域應(yīng)用十分廣泛，但是在空氣動力研究方面的應(yīng)用較少，僅有西北工業(yè)大學(xué)的徐林程等采用數(shù)值計算的方法開展了翼型的敏感性分析研究。數(shù)值計算在對單目標的穩(wěn)態(tài)流動進行敏感性分析方面具有一定的優(yōu)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(jié)果的收斂性也急劇下降。

隨著風(fēng)洞流場品質(zhì)和控制精度的不斷提升，目前，風(fēng)洞試驗基本實現(xiàn)了對流場參數(shù)的連續(xù)高精度調(diào)節(jié)，這對于開展流場參數(shù)的敏感性研究十分有利。然而，在超音速風(fēng)洞試驗中，雷諾數(shù)、模型姿態(tài)等參數(shù)都能實現(xiàn)連續(xù)變化，但是由于馬赫數(shù)由噴管型面決定，不能像亞聲速一樣實現(xiàn)連續(xù)變化。超聲速條件下，如何開展馬赫數(shù)敏感性分析，是風(fēng)洞敏感性分析試驗亟待解決的關(guān)鍵問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的，就是針對現(xiàn)有技術(shù)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(shù)敏感性分析方法，該方案通過調(diào)節(jié)模型迎角，在平板前緣形成不同角度的膨脹波，氣流經(jīng)過膨脹波后馬赫數(shù)將升高，通過對比迎角變化前后的脈動壓力數(shù)據(jù)，開展馬赫數(shù)的敏感性分析。

本方案是通過如下技術(shù)措施來實現(xiàn)的：

一種適用于超音速空腔流動的馬赫數(shù)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(shè)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(shù)；

c.控制每步間的馬赫數(shù)差量小于0.01，若步與步之間馬赫數(shù)差量大于0.01，則下調(diào)每步的迎角差量，直至每步間馬赫數(shù)差量在0.01以內(nèi)；

d.根據(jù)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(shù)，開展空腔流動馬赫數(shù)感性分析。

作為本方案的優(yōu)選：步驟b中測量空腔入口馬赫數(shù)的方法為：根據(jù)雷列公式(1)，計算得到i測點處馬赫數(shù)Mi,選擇最外層5個測點馬赫數(shù)的平均值作為空腔入口馬赫數(shù)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(yōu)選：步驟e中，馬赫數(shù)敏感性分析方法為：

0度、Δα和2Δα等迎角下，空腔入口馬赫數(shù)依次記為M₀，M₁，M₂，測點K處脈動壓力系數(shù)依次記為Cp₀，Cp₁，Cp₂，則測點K處的馬赫數(shù)敏感性導(dǎo)數(shù)可用式(3)計算得到：

本方案的有益效果可根據(jù)對上述方案的敘述得知，由于在該方案通過調(diào)節(jié)模型迎角，在平板前緣形成不同角度的膨脹波，氣流經(jīng)過膨脹波后馬赫數(shù)將升高，通過對比迎角變化前后的脈動壓力數(shù)據(jù)，開展馬赫數(shù)的敏感性分析。

由此可見，本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有實質(zhì)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(quán)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(shè)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(shù)；

c.控制每步間的馬赫數(shù)差量小于0.01，若步與步之間馬赫數(shù)差量大于0.01，則下調(diào)每步的迎角差量，直至每步間馬赫數(shù)差量在0.01以內(nèi)；

d.根據(jù)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(shù)，開展空腔流動馬赫數(shù)感性分析。

步驟b中測量空腔入口馬赫數(shù)的方法為：根據(jù)雷列公式(1)，計算得到i測點處馬赫數(shù)Mi,選擇最外層5個測點馬赫數(shù)的平均值作為空腔入口馬赫數(shù)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(shù)敏感性分析方法為：

0度、Δα和2Δα等迎角下，空腔入口馬赫數(shù)依次記為M₀，M₁，M₂，測點K處脈動壓力系數(shù)依次記為Cp₀，Cp₁，Cp₂，則測點K處的馬赫數(shù)敏感性導(dǎo)數(shù)可用式(3)計算得到：

采用本方法，通過調(diào)節(jié)模型迎角，在平板前緣形成不同角度的膨脹波，氣流經(jīng)過膨脹波后馬赫數(shù)將升高，通過對比迎角變化前后的脈動壓力數(shù)據(jù)，開展馬赫數(shù)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(shù)敏感性分析的問題，具有顯著的技術(shù)貢獻。

本發(fā)明并不局限于前述的具體實施方式。本發(fā)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。