本公開涉及飛行器試驗，尤其涉及一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗方法和裝置。

背景技術：

1、飛行器頭部逆向射流作為一種主動流動控制手段，逆向射流與來流相互作用，改變飛行器頭部流場結構，廣泛應用于高速飛行器減阻、降熱設計。國內外學者針對高速飛行器頭部逆向射流布局形式、射流參數等開展了大量研究工作。逆向射流與外流相互作用使得飛行器頭部表面及空間流動發生顯著變化，需要對逆向射流的減阻、降熱效能進行精確預示，風洞試驗及數值預測是提供以上結果的重要手段，風洞試驗也是驗證數值方法模擬精度及指導其改進方向的重要途徑。

2、飛行器頭部環縫逆向射流是一種典型逆向射流布局形式，縫隙寬度一般在1mm以內，在現有風洞尺寸條件下，縮比模型環縫尺寸太小，面臨無法直接加工的難題，導致無法進行相應風洞試驗，影響飛行器頭部的優化進程。

技術實現思路

1、本公開實施例的目的在于提供一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗方法和裝置，用以解決現有技術中無可用于飛行器頭部環縫射流氣動特性風洞試驗設計方法的問題。

2、本公開的實施例采用如下技術方案：一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗方法，包括：按照預設縮放比例，對飛行器頭部進行縮小，形成等效縮比試驗模型；在風洞試驗條件下，確定所述等效縮比試驗模型的流場氣動特性；將所述等效縮比試驗模型中的環縫簡化為n個周向均勻分布的圓形噴口，以形成簡化試驗模型，n為正整數；在所述風洞試驗條件下，確定所述簡化試驗模型的流場氣動特性；根據所述等效縮比試驗模型的流場氣動特性和所述簡化試驗模型的流場氣動特性，確定兩個模型中相同位置的表面壓力分布差別是否在預設范圍內，在表面壓力分布差別處于預設范圍內的情況下，以所述簡化試驗模型作為所述飛行器頭部的試驗模型，以開展風洞試驗；在所述表面壓力分布差別未處于預設范圍內的情況下，調整所述圓形噴口的數量和截面面積，直至所述表面壓力分布差別處于預設范圍內為止。

3、在一些實施例中，還包括：計算所述等效縮比試驗模型中環縫的截面面積，以使所有所述圓形噴口的截面面積之和與所述環縫的截面面積相同。

4、在一些實施例中，n為大于等于8的偶數。

5、在一些實施例中，所述等效縮比試驗模型和所述簡化試驗模型的流場氣動特性均基于數值模擬法確定。

6、在一些實施例中，所述數值模擬法中湍流模型選用s-a模型，控制方程采用三維可壓縮雷諾平均navier-stokes方程，基于所述湍流模型和邊界條件，對所述控制方程進行離散，獲得離散項和離散后的控制方程；基于離散項對離散后的控制方程求解，以得到流場氣動特性的離散值。

7、在一些實施例中，所述離散項至少包括：對流項離散、粘性項離散和時間項離散；其中，所述對流項離散采用二階精度的roe格式表示，所述粘性項離散采用中心差分格式表示，所述時間項離散使用lu-sgs隱式方法。

8、在一些實施例中，n個所述圓形噴口的圓心位于簡化前環縫的中心線上，n個所述圓形噴口呈中心對稱分布。

9、本公開實施例還提供了一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗裝置，包括：等效模型構建模塊，用于按照預設縮放比例，對飛行器頭部進行縮小，形成等效縮比試驗模型；第一確定模塊，用于在風洞試驗條件下，確定所述等效縮比試驗模型的流場氣動特性；簡化模型構建模塊，用于將所述等效縮比試驗模型中的環縫簡化為n個周向均勻分布的圓形噴口，以形成簡化試驗模型，n為正整數；第二確定模塊，用于在所述風洞試驗條件下，確定所述簡化試驗模型的流場氣動特性；試驗模型優化模塊，用于根據所述等效縮比試驗模型的流場氣動特性和所述簡化試驗模型的流場氣動特性，確定兩個模型中相同位置的表面壓力分布差別是否在預設范圍內，在表面壓力分布差別處于預設范圍內的情況下，以所述簡化試驗模型作為所述飛行器頭部的試驗模型，以開展風洞試驗；在所述表面壓力分布差別未處于預設范圍內的情況下，調整所述圓形噴口的數量和截面面積，直至所述表面壓力分布差別處于預設范圍內為止。

10、本公開實施例的有益效果在于：構建飛行器頭部的等效縮比試驗模型，并利用圓形噴口對環縫進行簡化，通過分析兩種試驗模型的流場氣動特性，使用與等效縮比試驗模型具有相同流場氣動特性的簡化試驗模型進行風洞試驗，以作為飛行器頭部的風洞試驗結果，便于進行后續優化流程實現。

技術特征：

1.一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，包括：

2.根據權利要求1所述的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，還包括：計算所述等效縮比試驗模型中環縫的截面面積，以使所有所述圓形噴口的截面面積之和與所述環縫的截面面積相同。

3.根據權利要求1所述的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，n為大于等于8的偶數。

4.根據權利要求1所述的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，所述等效縮比試驗模型和所述簡化試驗模型的流場氣動特性均基于數值模擬法確定。

5.根據權利要求4所述的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，所述數值模擬法中湍流模型選用s-a模型，控制方程采用三維可壓縮雷諾平均navier-stokes方程，基于所述湍流模型和邊界條件，對所述控制方程進行離散，獲得離散項和離散后的控制方程；基于離散項對離散后的控制方程求解，以得到流場氣動特性的離散值。

6.根據權利要求5所述的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，所述離散項至少包括：對流項離散、粘性項離散和時間項離散；其中，所述對流項離散采用二階精度的roe格式表示，所述粘性項離散采用中心差分格式表示，所述時間項離散使用lu-sgs隱式方法。

7.根據權利要求1至6中任一項所述的流場氣動特性風洞試驗方法，其特征在于，n個所述圓形噴口的圓心位于簡化前環縫的中心線上，n個所述圓形噴口呈中心對稱分布。

8.一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗裝置，其特征在于，包括：

技術總結
本公開提供了一種用于飛行器頭部環縫的流場氣動特性風洞試驗方法。該方法包括：構建等效縮比試驗模型；確定等效縮比試驗模型的流場氣動特性；構建簡化試驗模型；確定簡化試驗模型的流場氣動特性；確定兩個模型中相同位置的表面壓力分布差別是否在預設范圍內，在表面壓力分布差別處于預設范圍內的情況下，以簡化試驗模型作為飛行器頭部的試驗模型，以開展風洞試驗。本公開構建飛行器頭部的等效縮比試驗模型，并利用圓形噴口對環縫進行簡化，通過分析兩種試驗模型的流場氣動特性，使用與等效縮比試驗模型具有相同流場氣動特性的簡化試驗模型進行風洞試驗，以作為飛行器頭部的風洞試驗結果，便于進行后續優化流程實現。

技術研發人員：張小亮,曹寧,劉耀峰,鄧浩東,蘇帥
受保護的技術使用者：中國航天空氣動力技術研究院
技術研發日：
技術公布日：2025/4/28