本發(fa)明涉(she)及(ji)的是實驗流(liu)體力學(xue)領域，尤(you)其(qi)是一種適用于超音速空腔流(liu)動的馬赫(he)數敏(min)感性分析方法(fa)。

背景技術：

隨(sui)著我國武器(qi)(qi)裝備(bei)的(de)(de)自主創新發展(zhan)，越來(lai)越多(duo)的(de)(de)非常規(gui)氣動布局(ju)在先進戰機(ji)(ji)(ji)上(shang)得到了應用(yong)。然而，新氣動布局(ju)方案在提(ti)升飛(fei)行(xing)器(qi)(qi)機(ji)(ji)(ji)敏性、隱身效果的(de)(de)同時(shi)，也帶來(lai)了許多(duo)新問(wen)題(ti)，如(ru)大攻角飛(fei)行(xing)時(shi)渦破裂導(dao)(dao)致垂(chui)尾抖振、內埋武器(qi)(qi)艙(cang)開艙(cang)時(shi)產生的(de)(de)劇烈(lie)壓力脈動等問(wen)題(ti)。這(zhe)些問(wen)題(ti)導(dao)(dao)致的(de)(de)后果之一就是劇烈(lie)的(de)(de)動載(zai)荷作(zuo)用(yong)下(xia)，垂(chui)尾蒙皮、內埋武器(qi)(qi)艙(cang)薄壁結(jie)構表面(mian)裂紋(wen)加速形成和擴展(zhan)，嚴重(zhong)威脅飛(fei)行(xing)器(qi)(qi)的(de)(de)飛(fei)行(xing)安全。為了解決上(shang)述動載(zai)荷作(zuo)用(yong)下(xia)的(de)(de)結(jie)構疲(pi)勞(lao)失(shi)效問(wen)題(ti)，飛(fei)機(ji)(ji)(ji)設計(ji)單位已經構建了較(jiao)為成熟(shu)的(de)(de)結(jie)構設計(ji)和疲(pi)勞(lao)分析方法，存在的(de)(de)主要(yao)問(wen)題(ti)是缺乏有效精確的(de)(de)動載(zai)荷數(shu)據作(zuo)為飛(fei)機(ji)(ji)(ji)結(jie)構設計(ji)和疲(pi)勞(lao)分析的(de)(de)輸入(ru)。

現階段(duan)，設計人員(yuan)主要通過風洞(dong)試驗(yan)來獲取動(dong)(dong)載(zai)(zai)荷數(shu)據(ju)。然而，由(you)于動(dong)(dong)載(zai)(zai)荷預(yu)報的(de)風洞(dong)試驗(yan)相(xiang)似模擬理論(lun)還不完善(shan)，動(dong)(dong)載(zai)(zai)荷數(shu)據(ju)的(de)不確定性分析(xi)方(fang)法尚(shang)未建立，導致當前動(dong)(dong)載(zai)(zai)荷預(yu)測偏差較(jiao)大。為了(le)安(an)全(quan)(quan)起(qi)見，設計人員(yuan)往(wang)往(wang)采用較(jiao)高的(de)安(an)全(quan)(quan)系數(shu)，導致結構重量增加，嚴(yan)重制約飛行器綜合性能的(de)提升(sheng)。

構建相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)模(mo)擬理(li)(li)論的(de)關鍵(jian)，在于(yu)找(zhao)到影(ying)響(xiang)主要(yao)物(wu)理(li)(li)現象的(de)相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)。鄭哲(zhe)敏、談(tan)慶明指出，對(dui)于(yu)不能(neng)完全(quan)(quan)模(mo)擬的(de)問題，采(cai)用(yong)局部模(mo)擬是可行的(de)，即(ji)對(dui)控制主要(yao)物(wu)理(li)(li)現象和過(guo)程的(de)相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)進行完全(quan)(quan)模(mo)擬， 而放松對(dui)其他次要(yao)因素的(de)要(yao)求(qiu)。周濟福、李家春(chun)提出了一種計(ji)算(suan)相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)敏感度(du)(du)因子的(de)方法(fa)(fa)，指出敏感度(du)(du)因子可用(yong)于(yu)表征相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)重要(yao)程度(du)(du)，并將該方法(fa)(fa)應用(yong)于(yu)油藏多孔介質滲(shen)流研(yan)究，獲得了與理(li)(li)論分析(xi)一致的(de)相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)準則(ze)(ze)。對(dui)于(yu)復雜強非線(xian)性流動，理(li)(li)論分析(xi)構建的(de)相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)準則(ze)(ze)往往考慮到所(suo)有(you)的(de)影(ying)響(xiang)因素，在試(shi)(shi)驗模(mo)擬時(shi)幾(ji)乎(hu)難以實現。而周濟福、李家春(chun)提出的(de)計(ji)算(suan)敏感度(du)(du)因子的(de)方法(fa)(fa)，有(you)助于(yu)辨(bian)識(shi)各相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)重要(yao)程度(du)(du)，從而構建基(ji)于(yu)主要(yao)相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)風(feng)洞(dong)試(shi)(shi)驗相(xiang)(xiang)(xiang)似(si)(si)準則(ze)(ze)。

開(kai)展流(liu)(liu)場參數(shu)(shu)的(de)敏(min)感度分(fen)析(xi)，不(bu)僅有助于(yu)風洞試驗(yan)相似(si)準(zhun)(zhun)則(ze)(ze)的(de)構建，同時(shi)敏(min)感性(xing)分(fen)析(xi)數(shu)(shu)據(ju)還可用于(yu)靜載荷(he)(he)、動(dong)載荷(he)(he)等試驗(yan)數(shu)(shu)據(ju)的(de)不(bu)確定性(xing)分(fen)析(xi)，解決目前動(dong)載荷(he)(he)預報試驗(yan)技術中相似(si)準(zhun)(zhun)則(ze)(ze)構建和預測精度估計(ji)(ji)的(de)兩大難題，為飛行器設計(ji)(ji)提供(gong)準(zhun)(zhun)確的(de)動(dong)載荷(he)(he)數(shu)(shu)據(ju)。此外，基(ji)于(yu)模型(xing)幾何參數(shu)(shu)的(de)敏(min)感性(xing)分(fen)析(xi)數(shu)(shu)據(ju)可用于(yu)氣動(dong)外形優化。基(ji)于(yu)流(liu)(liu)動(dong)控制(zhi)參數(shu)(shu)的(de)敏(min)感性(xing)分(fen)析(xi)結(jie)果，不(bu)僅對(dui)于(yu)控制(zhi)參數(shu)(shu)的(de)選取和優化具有重要意(yi)義，在開(kai)展流(liu)(liu)場主動(dong)控制(zhi)研究、揭示控制(zhi)機理(li)等方面也將發揮重要作(zuo)用。

目前，敏(min)感(gan)性(xing)分(fen)析(xi)(xi)方法(fa)在(zai)總體參(can)(can)數(shu)(shu)設計(ji)、工程結(jie)構(gou)設計(ji)、石油開采等(deng)方面應用較(jiao)為廣泛。羅鵬程等(deng)開展了武器(qi)裝(zhuang)(zhuang)備敏(min)感(gan)性(xing)分(fen)析(xi)(xi)研(yan)究，指出(chu)(chu)敏(min)感(gan)性(xing)分(fen)析(xi)(xi)結(jie)果中可(ke)以提煉出(chu)(chu)哪些裝(zhuang)(zhuang)備是(shi)重要(yao)武器(qi)裝(zhuang)(zhuang)備的(de)結(jie)論(lun)。金鐳等(deng)通過(guo)敏(min)感(gan)性(xing)分(fen)析(xi)(xi)找出(chu)(chu)了性(xing)能較(jiao)差(cha)飛(fei)機(ji)的(de)各(ge)個(ge)組(zu)成部(bu)分(fen)與先進飛(fei)機(ji)之間的(de)差(cha)距，定量(liang)的(de)給出(chu)(chu)了這些部(bu)分(fen)具體能夠提升的(de)空間，為戰(zhan)斗機(ji)改進改型和(he)作戰(zhan)使用提供(gong)理(li)(li)論(lun)指導。唐冕針對(dui)大跨度(du)自錨式懸索(suo)橋(qiao)結(jie)構(gou)，基(ji)于(yu)橋(qiao)梁多振型耦合(he)的(de)氣(qi)彈理(li)(li)論(lun)，建(jian)立(li)了氣(qi)動參(can)(can)數(shu)(shu)敏(min)感(gan)性(xing)分(fen) 析(xi)(xi)的(de)理(li)(li)論(lun)和(he)方法(fa)。白玉湖等(deng)通過(guo)相似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)數(shu)(shu)值實驗，定量(liang)分(fen)析(xi)(xi)了各(ge)個(ge)相似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)對(dui)于(yu)水驅油計(ji)算(suan)結(jie)果的(de)影(ying)響程度(du)，對(dui)各(ge)個(ge)相似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)敏(min)感(gan)因子進行(xing)了比較(jiao)，從而確定了各(ge)個(ge)相似(si)(si)參(can)(can)數(shu)(shu)的(de)主次(ci)關系，為實現部(bu)分(fen)相似(si)(si)提供(gong)了理(li)(li)論(lun)依據和(he)設計(ji)原則。

敏感(gan)性(xing)分析方法(fa)在(zai)諸多工程研(yan)究(jiu)領域應用(yong)十分廣泛(fan)，但(dan)(dan)是在(zai)空氣動(dong)(dong)(dong)力研(yan)究(jiu)方面的(de)(de)應用(yong)較少(shao)，僅有西北工業大(da)學的(de)(de)徐林程等采用(yong)數值(zhi)計(ji)算的(de)(de)方法(fa)開(kai)展(zhan)了翼(yi)型(xing)的(de)(de)敏感(gan)性(xing)分析研(yan)究(jiu)。數值(zhi)計(ji)算在(zai)對單目標的(de)(de)穩態流動(dong)(dong)(dong)進(jin)行敏感(gan)性(xing)分析方面具有一定(ding)的(de)(de)優勢，但(dan)(dan)是對于多目標的(de)(de)非定(ding)常(chang)流動(dong)(dong)(dong)，則計(ji)算量顯著上升(sheng)，計(ji)算結果的(de)(de)收斂性(xing)也急劇下降。

隨著風(feng)洞(dong)流場品(pin)質和控制精度的(de)不斷(duan)提升，目前(qian)，風(feng)洞(dong)試驗(yan)基本實現(xian)了對(dui)流場參(can)數的(de)連續高精度調節(jie)，這對(dui)于開展流場參(can)數的(de)敏感性研(yan)究十分有利。然而(er)，在超(chao)音速(su)風(feng)洞(dong)試驗(yan)中，雷(lei)諾數、模(mo)型姿態等(deng)參(can)數都能實現(xian)連續變(bian)化，但是由(you)于馬(ma)赫數由(you)噴管型面決定，不能像亞聲速(su)一樣實現(xian)連續變(bian)化。超(chao)聲速(su)條件下，如何開展馬(ma)赫數敏感性分析，是風(feng)洞(dong)敏感性分析試驗(yan)亟待解決的(de)關鍵問題。

技術實現要素：

本發(fa)明(ming)的(de)目(mu)的(de)，就(jiu)是針(zhen)對現有技術所存在的(de)不(bu)(bu)足，而(er)提供一(yi)種適用于超音速(su)空腔流(liu)動的(de)馬赫(he)數敏(min)感(gan)性(xing)分析(xi)方(fang)法，該方(fang)案通過調節模型迎(ying)角(jiao)，在平板前緣形成不(bu)(bu)同角(jiao)度的(de)膨脹(zhang)波(bo)，氣(qi)流(liu)經過膨脹(zhang)波(bo)后馬赫(he)數將升高，通過對比迎(ying)角(jiao)變化前后的(de)脈動壓力數據，開展馬赫(he)數的(de)敏(min)感(gan)性(xing)分析(xi)。

本(ben)方(fang)案是通(tong)過(guo)如下(xia)技術措施(shi)來實現的：

一種適(shi)用(yong)于(yu)超音速空(kong)腔流動(dong)的馬赫數敏感性分(fen)析方法，包括有(you)以下步驟：

a.使平板(ban)起始迎(ying)角為0度，設置每步(bu)迎(ying)角增(zeng)加Δα，依(yi)次測量3步(bu)；

b.在空(kong)腔(qiang)前(qian)緣安裝(zhuang)總壓測耙和靜壓測孔，測量獲得在不(bu)同迎角下的空(kong)腔(qiang)入口(kou)馬赫數；

c.控制每步(bu)間的馬(ma)赫(he)(he)數(shu)差(cha)量小于(yu)0.01，若步(bu)與步(bu)之間馬(ma)赫(he)(he)數(shu)差(cha)量大于(yu)0.01，則下(xia)調(diao)每步(bu)的迎角差(cha)量，直至每步(bu)間馬(ma)赫(he)(he)數(shu)差(cha)量在0.01以內；

d.根據(ju)步(bu)驟c確定的迎角差量(liang)Δα，進行(xing)0度(du)、Δα和(he)2Δα迎角下的空腔脈動壓力測(ce)量(liang)試驗；

e.采用差分(fen)(fen)方法，計(ji)算不同測點的脈動(dong)壓力系數，開(kai)展空腔流動(dong)馬赫數感性分(fen)(fen)析。

作(zuo)為(wei)本方(fang)案的(de)(de)優選：步驟b中測(ce)量空(kong)腔入口馬(ma)赫(he)數的(de)(de)方(fang)法為(wei)：根據雷列公式(1)，計算得到(dao)i測(ce)點處馬(ma)赫(he)數Mi,選擇(ze)最外層5個(ge)測(ce)點馬(ma)赫(he)數的(de)(de)平均值作(zuo)為(wei)空(kong)腔入口馬(ma)赫(he)數M；

式中(zhong)，Pi為第(di)i個總壓(ya)測(ce)點壓(ya)力值(zhi)，Ps為靜(jing)壓(ya)孔測(ce)得壓(ya)力值(zhi)。

作為本方案的(de)優(you)選(xuan)：步驟e中，馬(ma)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(ce)點(dian)K處的馬赫(he)數敏感性導數可用式(3)計算得到：

本方(fang)案(an)(an)的(de)有益效(xiao)果可根(gen)據對上述方(fang)案(an)(an)的(de)敘述得(de)知(zhi)，由于在(zai)該方(fang)案(an)(an)通(tong)過(guo)調節模型迎(ying)角，在(zai)平板前緣形(xing)成不同角度的(de)膨脹波，氣流經過(guo)膨脹波后馬赫(he)數(shu)(shu)將升(sheng)高(gao)，通(tong)過(guo)對比(bi)迎(ying)角變化前后的(de)脈(mo)動(dong)壓力數(shu)(shu)據，開展馬赫(he)數(shu)(shu)的(de)敏感性分析。

由此可見，本發明(ming)與(yu)現有(you)技術相比，具有(you)實質性特點和進(jin)步，其實施的有(you)益(yi)效(xiao)果也是顯而易見的。

附圖說明

圖(tu)(tu)1為本方案實施方式的示意圖(tu)(tu)。

圖中，1為(wei)(wei)平板，2為(wei)(wei)空腔，3為(wei)(wei)靜壓(ya)測孔，4為(wei)(wei)總壓(ya)耙板。

具體實施方式

本說(shuo)明書(shu)中公(gong)開的所有(you)特(te)(te)征，或公(gong)開的所有(you)方(fang)法或過程中的步驟(zou)，除了互相排斥的特(te)(te)征和/或步驟(zou)以(yi)外(wai)，均可以(yi)以(yi)任何方(fang)式組(zu)合。

本說明書(包(bao)括任何(he)附(fu)加(jia)權利要求(qiu)、摘(zhai)要和附(fu)圖)中公開(kai)的(de)任一特征，除非(fei)(fei)特別(bie)(bie)敘(xu)述，均(jun)可被其他等效或(huo)具有(you)類(lei)似目的(de)的(de)替代特征加(jia)以(yi)替換。即，除非(fei)(fei)特別(bie)(bie)敘(xu)述，每個(ge)特征只(zhi)是一系列等效或(huo)類(lei)似特征中 的(de)一個(ge)例子而已。

本方案包括有以下步(bu)驟：

a.使平板(ban)起(qi)始迎(ying)角(jiao)(jiao)為0度，設置每步迎(ying)角(jiao)(jiao)增(zeng)加(jia)Δα，依(yi)次測量3步；

b.在空腔前(qian)緣安裝總(zong)壓(ya)測耙和靜(jing)壓(ya)測孔，測量獲得(de)在不同迎角下的空腔入口(kou)馬赫數；

c.控制每(mei)步間的(de)馬赫(he)數(shu)(shu)差量(liang)(liang)小(xiao)于0.01，若步與(yu)步之(zhi)間馬赫(he)數(shu)(shu)差量(liang)(liang)大(da)于0.01，則下調每(mei)步的(de)迎角差量(liang)(liang)，直至每(mei)步間馬赫(he)數(shu)(shu)差量(liang)(liang)在0.01以內；

d.根據步驟c確定的迎(ying)角差量Δα，進行0度、Δα和2Δα迎(ying)角下(xia)的空腔脈動壓力測量試(shi)驗；

e.采用差分(fen)方法，計(ji)算不同測點的脈動(dong)壓力系數，開展空腔流動(dong)馬赫數感性分(fen)析。

步驟(zou)b中測(ce)量空腔(qiang)入(ru)口馬赫(he)數(shu)的方法為：根據(ju)雷列公式(shi)(1)，計算得到i測(ce)點處馬赫(he)數(shu)Mi,選擇最(zui)外層(ceng)5個(ge)測(ce)點馬赫(he)數(shu)的平均值(zhi)作(zuo)為空腔(qiang)入(ru)口馬赫(he)數(shu)M；

式中，Pi為(wei)第i個(ge)總壓(ya)測點(dian)壓(ya)力值，Ps為(wei)靜壓(ya)孔測得(de)壓(ya)力值。

步驟e中，馬(ma)赫數(shu)敏感性分析方法(fa)為(wei)：

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(ze)測點(dian)K處的馬赫數(shu)(shu)敏感性(xing)導(dao)數(shu)(shu)可用(yong)式(shi)(3)計算得到(dao)：

采(cai)用本(ben)方法，通過(guo)調節模型迎角，在平板前(qian)(qian)緣形成不(bu)同角度的(de)膨脹波，氣流(liu)經過(guo)膨脹波后馬(ma)赫數將升(sheng)高(gao)，通過(guo)對比迎角變(bian)化前(qian)(qian)后的(de)脈動壓力數據，開(kai)展馬(ma)赫數的(de)敏感(gan)性(xing)分析。能夠有效解決在超聲速條件下，如何(he)開(kai)展的(de)馬(ma)赫數敏感(gan)性(xing)分析的(de)問題，具有顯著(zhu)的(de)技術貢獻。

本發(fa)明(ming)并不局限于前述(shu)的(de)(de)具體實施方(fang)式。本發(fa)明(ming)擴展到任(ren)何在本說明(ming)書中披露的(de)(de)新(xin)(xin)特征或任(ren)何新(xin)(xin)的(de)(de)組(zu)合(he)，以及披露的(de)(de)任(ren)一新(xin)(xin)的(de)(de)方(fang)法或過程的(de)(de)步驟或任(ren)何新(xin)(xin)的(de)(de)組(zu)合(he)。