模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法与流程

1.本发明属于高超声速空气动力学领域，具体涉及一种模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法。


背景技术：

2.高超声速飞行是当前航空航天研究的前沿和焦点，高超声速飞行下空气与飞行器表面剧烈运动产生热能，形成“热障”。气动热环境的准确直接关系到飞行器热防护设计、结构重量及总体性能指标，是制约高超声速飞行器研制的关键技术之一。
3.近年来，高超声速飞行器由传统的轴对称简单外形向面对称高升力复杂构型发展，飞行器表面流动更加复杂。同时，进气道、控制舵等附加装置的出现，局部复杂干扰流动的气动热环境预测面临极大挑战。当前，气动热环境预测还存在诸如试验精度低（10%-15%）、cfd数值模拟结果难以有效验证、风洞模拟环境与真实飞行环境存在差异等问题亟待解决。
4.气动热标准模型是一种提供气动热环境“标准数据”的基础模型。标准模型数据可以用作评估试验设备模拟能力/测试技术、验证cfd算法/程序、开展天地相关性分析等，是支撑高超声速气动问题研究、提升气动热环境预测精度的基础数据。高超声速飞行器的快速发展对高超声速气动标准模型建设需求极为迫切，尤其是关乎“热障”问题的气动热标准模型，目前还存在明显的空缺。现有的气动热标准模型主要有两类：以应用研制为背景的背景标准模型、以试验设备/测试技术验证为背景的球头/双锥等简单标准模型。前者往往由于背景特征太强，难以发挥标准模型的基本功用；而后者则存在流动现象单一，难以完全反应高超声速流动典型特征。在此背景下，迫切需要开发一种可模拟典型高超声速流动特征，且广泛适用于风洞试验、数值模拟、飞行试验的高超声速气动热标准模型。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是：针对高超声速飞行器发展特点和气动热环境高精度预测需求，提出一种模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法。
6.本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，包括以下步骤：s10.根据面对称高升力高超声速气动外形特点，建立基本型；s20.在基本型的基础上，建立改型；s30.在基本型的基础上，建立改型；s40.设计加工基本型、改型、改型的试验模型；s50.进行基本型、改型、改型的高超声速风洞气动热试验；s60.发布基本型、改型、改型的气动标模数据库。
7.进一步地，所述的步骤s10包括以下步骤：s11.根据现有的高超声速飞行器外形特点，将高超声速飞行器外型简化成“钝楔
圆锥侧面”构型；s12.确定“钝楔 圆锥侧面”构型的参数；以高超声速飞行器飞行方向为前方，“钝楔 圆锥侧面”构型由位于中间的楔体和位于楔体两侧、对称的半圆锥体构成；“钝楔 圆锥侧面”构型的竖直对称面为顶角倒圆、底边竖直的等腰三角形，等腰三角形的顶角为；“钝楔 圆锥侧面”构型的水平对称面为上底边两个内角倒圆的等腰梯形，等腰梯形的两腰的夹角为、下底边的宽度为；“钝楔 圆锥侧面”构型的楔体上下对称、上下表面均为长方形、前端倒圆，楔体的长度为、宽度为、高度为，楔体的上下表面夹角为，前端的倒圆半径为；“钝楔 圆锥侧面”构型的半圆锥体的长度也为，半圆锥体的底面半径为；楔体与半圆锥体的交界采用球面过渡；定义“钝楔 圆锥侧面”构型的楔面压缩角为，模型宽度为，模型高度为，楔面宽度为，前缘半径为、尖楔/锥长度为，各参数具有以下约束关系：
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（2）
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（3）s13.建立“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库；通过阶梯改变中一个变量的尺寸，再阶梯改变下一个变量尺寸的方式，建立满足步骤s12的约束关系的“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库；s14.建立“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库；对步骤s13的“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库中的各“钝楔 圆锥侧面”构型进行建模，并采用计算空气动力学计算各“钝楔 圆锥侧面”构型包括边界层流态变化、三维扰流强度变化在内的气动热特性，建立“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库；s15.确定基本型；在“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器气动特性最接近的“钝楔 圆锥侧面”构型或者具有所需要的气动特性的“钝楔 圆锥侧面”构型，并定义为基本型；进一步地，所述的步骤s20包括以下步骤：s21.在基本型的基础上，增加压缩拐角，成为“基本型 压缩拐角”构型；压缩拐角为体积小于基本型的楔体体积的楔体，定义为小楔体，将小楔体放置在基本型的楔体的上表面，得到“基本型 压缩拐角”构型；s22.确定“基本型 压缩拐角”构型的参数；小楔体的上表面和下表面均为长方形，小楔体的上表面和下表面之间的夹角为，小楔体的上表面长方形和下表面长方形的宽度均为，，小楔体的下表面长方形的长度为，小楔体的前缘与基本型的楔体前缘的水平距离为，小楔体的后底面与基本型
的楔体后底面平齐，位于竖直平面上；定义压缩拐角的压缩角为，宽度为，长度为；s23.建立“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库；通过阶梯改变，调节压缩拐角的安装位置；再阶梯改变，调节压缩角，建立符合的“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库；s24.建立“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库；对步骤s23的“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库中的各“基本型 压缩拐角”构型进行建模，并采用计算空气动力学计算各“基本型 压缩拐角”构型的包括进气道压缩在内的气动热特性，建立“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库；s25.确定改型；在“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器进气道气动特性最接近的“基本型 压缩拐角”构型或者具有所需要的进气道气动特性的“基本型 压缩拐角”构型，并定义为改型；进一步地，所述的步骤s30包括以下步骤：s31.在基本型的基础上，增加钝舵，成为“基本型 钝舵”构型；钝舵为梯形舵片，舵轴位于基本型的竖直对称面上、垂直于基本型的楔体上表面；将梯形舵片通过舵轴固定在基本型的楔体上表面，得到“基本型 钝舵”构型；s32.确定“基本型 钝舵”构型的参数；钝舵的上表面和下表面均平行于基本型的楔体上表面，钝舵的下表面与基本型的楔体上表面缝隙高度为；钝舵的后掠角为、厚度为、长度为，钝舵前缘倒圆角为；钝舵的舵轴直径为，舵轴中心线距离钝舵尾端的长度为；钝舵绕舵轴转动，转动后，钝舵竖直对称面与飞行方向的夹角为舵偏角；钝舵前缘与基本型的楔体尖点水平距离为；s33.建立“基本型 钝舵”构型状态的数据库；首先阶梯改变，调节钝舵的安装位置；其次阶梯改变，调节钝舵的后掠角；再次阶梯改变，调节钝舵的缝隙高度，得到“基本型 钝舵”构型；最后阶梯改变，调节钝舵的舵偏角，建立“基本型 钝舵”构型状态的数据库；s34.建立“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库；对步骤s33的“基本型 钝舵”构型状态的数据库中的各“基本型 钝舵”构型状态进行建模，并采用计算空气动力学计算各“基本型 钝舵”构型状态包括翼/身干扰、舵/身干扰、舵缝隙流动在内的气动热特性，建立“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库；s35.确定改型；在“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器舵片干扰气动特性最接近的“基本型 钝舵”构型或者具有所需要的舵片干扰气动特性的“基本型 钝舵”构型，并定义为改型；进一步地，所述的步骤s40包括以下步骤：考察高超声速风洞，针对选定的高超声速风洞设计加工专用的基本型、改型、改型的试验模型，在试验模型上安装热流传感器或者压力传感器；
进一步地，所述的步骤s50包括以下步骤：在选定的高超声速风洞内，按照预先确定的试验大纲，进行基本型、改型、改型的试验模型的高超声速风洞气动热试验，通过热流传感器或者压力传感器分别获得温度数据或者压力数据，建立基本型、改型、改型的气动标模数据库；进一步地，所述的步骤s60包括以下步骤：将基本型、改型、改型的气动标模数据库向社会发布，作为今后基本型、改型、改型的数值计算或风洞试验的基准数据。
8.本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法所设计的模型能够体现当前高超声速飞行器的升力体布局、复杂翼/身干扰、翼/舵干扰等典型特征，通过合理的试验设计，能够实现大攻角绕流、激波/激波干扰、激波/边界层干扰、舵缝隙流动等典型流动模拟；同时又具有简单、通用等优点，利于开展试验及获得高精度试验数据。
9.采用本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，设计的高超声速气动热标准模型包括基本型、改型和改型。
10.（1）基本型具有以下设计原则：a．面对称构型，具有升力体布局特征；能够兼顾高超声速气动热标准模型数据获取过程中，模型外形简洁、实用、容错性高的要求。
11.b．结构简单、表面平整；在脉冲风洞极短的试验时间内，能够很快建立流场并达到稳定状态，且传感器安装方便，利于风洞试验开展。
12.c．参数可调；基本型的楔面压缩角、楔面宽度、前缘半径、尖楔/锥长度l各参数可调，能够根据需要灵活设计，实现对边界层流态变化、三维扰流强度变化等状态模拟。
13.d．拓展性强；面对称构型具有平整的楔面，便于安装压缩拐角、舵，实现复杂干扰流动模拟。
14.（2）改型具有以下设计原则：通过调节小楔体的前缘与基本型的楔体前缘的水平距离，调节压缩拐角的安装位置；通过调节压缩角，进行不同压缩角影响分析。
15.（3）改型具有以下设计原则：通过调节钝舵前缘与基本型的楔体尖点水平距离，调节钝舵的安装位置；通过调节后掠角，进行不同后掠角影响分析；通过调节缝隙高度，研究不同缝隙高度影响；通过调节舵偏角为，研究舵偏角影响。
16.采用本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，设计的基本型、改型和改型能够模拟以下流动特征：（1）圆柱、半球头、二维平板、锥面等简单标准模型流动模拟；（2）升力体布局及大攻角下三维扰流模拟；（3）两级压缩及激波/激波干扰、激波/边界层干扰流动模拟；（4）舵缝隙、舵/身复杂干扰流动模拟。
17.本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，设计的“钝楔 圆锥侧面”的基本型能够模拟升力体飞行器的基本特征，“基本型 压缩拐角”的改型能够模拟进气道压缩，“基本型 钝舵”的改型能够模拟翼/身干扰、舵/身干扰、舵缝隙流动等典型复杂流动。基本型、改型和改型具有当前高超声速飞行器共性特征，通过数值计算和风洞试验能够建立可靠的气动热计算数据库。
18.本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法采用参数化设计方法，兼顾简单、实用特点，适用于风洞试验、数值模拟、飞行试验的高超声速气动热标准模型设计。
附图说明
19.图1为本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法的流程图；图2为采用本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法设计的基本型；图3a为基本型的设计参数（主视图）；图3b为基本型的设计参数（俯视图）；图4为采用本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法设计的改型；图5a为改型的设计参数（主视图）；图5b为改型的设计参数（俯视图）；图6为采用本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法设计的改型；图7a为改型的设计参数（主视图）；图7b为改型的设计参数（俯视图）；图8为改型在ma12来流下的表面及空间压力等值线图（0
°
攻角）；图9为改型在ma12来流下的表面及空间压力等值线图（7
°
攻角）。
具体实施方式
20.本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
21.本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
22.如图1所示，本发明的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，包括以下步骤：s10.根据面对称高升力高超声速气动外形特点，建立基本型；s20.在基本型的基础上，建立改型；s30.在基本型的基础上，建立改型；s40.设计加工基本型、改型、改型的试验模型；
s50.进行基本型、改型、改型的高超声速风洞气动热试验；s60.发布基本型、改型、改型的气动标模数据库。
23.进一步地，所述的步骤s10包括以下步骤：s11.根据现有的高超声速飞行器外形特点，将高超声速飞行器外型简化成如图2所示的“钝楔 圆锥侧面”构型；s12.确定“钝楔 圆锥侧面”构型的参数；如图3a、图3b所示，以高超声速飞行器飞行方向为前方，“钝楔 圆锥侧面”构型由位于中间的楔体和位于楔体两侧、对称的半圆锥体构成；“钝楔 圆锥侧面”构型的竖直对称面为顶角倒圆、底边竖直的等腰三角形，等腰三角形的顶角为；“钝楔 圆锥侧面”构型的水平对称面为上底边两个内角倒圆的等腰梯形，等腰梯形的两腰的夹角为、下底边的宽度为；“钝楔 圆锥侧面”构型的楔体上下对称、上下表面均为长方形、前端倒圆，楔体的长度为、宽度为、高度为，楔体的上下表面夹角为，前端的倒圆半径为；“钝楔 圆锥侧面”构型的半圆锥体的长度也为，半圆锥体的底面半径为；楔体与半圆锥体的交界采用球面过渡；定义“钝楔 圆锥侧面”构型的楔面压缩角为，模型宽度为，模型高度为，楔面宽度为，前缘半径为、尖楔/锥长度为，各参数具有以下约束关系：
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（3）s13.建立“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库；通过阶梯改变中一个变量的尺寸，再阶梯改变下一个变量尺寸的方式，建立满足步骤s12的约束关系的“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库；s14.建立“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库；对步骤s13的“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库中的各“钝楔 圆锥侧面”构型进行建模，并采用计算空气动力学计算各“钝楔 圆锥侧面”构型包括边界层流态变化、三维扰流强度变化在内的气动热特性，建立“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库；s15.确定基本型；在“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器气动特性最接近的“钝楔 圆锥侧面”构型或者具有所需要的气动特性的“钝楔 圆锥侧面”构型，并定义为基本型；进一步地，所述的步骤s20包括以下步骤：s21.在基本型的基础上，增加压缩拐角，成为“基本型 压缩拐角”构型；压缩拐角为体积小于基本型的楔体体积的楔体，定义为小楔体，将小楔体放置在基本型的楔体的上表面，得到如图4所示的“基本型 压缩拐角”构型；s22.确定“基本型 压缩拐角”构型的参数；
如图5a、图5b所示，小楔体的上表面和下表面均为长方形，小楔体的上表面和下表面之间的夹角为，小楔体的上表面长方形和下表面长方形的宽度均为，，小楔体的下表面长方形的长度为，小楔体的前缘与基本型的楔体前缘的水平距离为，小楔体的后底面与基本型的楔体后底面平齐，位于竖直平面上；定义压缩拐角的压缩角为，宽度为，长度为；s23.建立“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库；通过阶梯改变，调节压缩拐角的安装位置；再阶梯改变，调节压缩角，建立符合的“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库；s24.建立“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库；对步骤s23的“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库中的各“基本型 压缩拐角”构型进行建模，并采用计算空气动力学计算各“基本型 压缩拐角”构型的包括进气道压缩在内的气动热特性，建立“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库；s25.确定改型；在“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器进气道气动特性最接近的“基本型 压缩拐角”构型或者具有所需要的进气道气动特性的“基本型 压缩拐角”构型，并定义为改型；进一步地，所述的步骤s30包括以下步骤：s31.在基本型的基础上，增加钝舵，成为“基本型 钝舵”构型；钝舵为梯形舵片，舵轴位于基本型的竖直对称面上、垂直于基本型的楔体上表面；将梯形舵片通过舵轴固定在基本型的楔体上表面，得到如图6所示的“基本型 钝舵”构型；s32.确定“基本型 钝舵”构型的参数；如图7a、图7b所示，钝舵的上表面和下表面均平行于基本型的楔体上表面，钝舵的下表面与基本型的楔体上表面缝隙高度为；钝舵的后掠角为、厚度为、长度为，钝舵前缘倒圆角为；钝舵的舵轴直径为，舵轴中心线距离钝舵尾端的长度为；钝舵绕舵轴转动，转动后，钝舵竖直对称面与飞行方向的夹角为舵偏角；钝舵前缘与基本型的楔体尖点水平距离为；s33.建立“基本型 钝舵”构型状态的数据库；首先阶梯改变，调节钝舵的安装位置；其次阶梯改变，调节钝舵的后掠角；再次阶梯改变，调节钝舵的缝隙高度，得到“基本型 钝舵”构型；最后阶梯改变，调节钝舵的舵偏角，建立“基本型 钝舵”构型状态的数据库；s34.建立“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库；对步骤s33的“基本型 钝舵”构型状态的数据库中的各“基本型 钝舵”构型状态进行建模，并采用计算空气动力学计算各“基本型 钝舵”构型状态包括翼/身干扰、舵/身干扰、舵缝隙流动在内的气动热特性，建立“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库；s35.确定改型；
在“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器舵片干扰气动特性最接近的“基本型 钝舵”构型或者具有所需要的舵片干扰气动特性的“基本型 钝舵”构型，并定义为改型；进一步地，所述的步骤s40包括以下步骤：考察高超声速风洞，针对选定的高超声速风洞设计加工专用的基本型、改型、改型的试验模型，在试验模型上安装热流传感器或者压力传感器；进一步地，所述的步骤s50包括以下步骤：在选定的高超声速风洞内，按照预先确定的试验大纲，进行基本型、改型、改型的试验模型的高超声速风洞气动热试验，通过热流传感器或者压力传感器分别获得温度数据或者压力数据，建立基本型、改型、改型的气动标模数据库；进一步地，所述的步骤s60包括以下步骤：将基本型、改型、改型的气动标模数据库向社会发布，作为今后基本型、改型、改型的数值计算或风洞试验的基准数据。
24.实施例1按照上述设计要求开展了高超声速标准模型实例设计，分别包括基本型、改型ⅰ、改型ⅱ设计，基本尺寸如下：a．基本型：，楔面压缩角及锥面半锥角为7
°
、尖楔/锥长度为，模型宽度为，楔面宽度为，模型高度为，前缘半径为分别为1mm、5mm、20mm；b．改型ⅰ：在基本型的基础上，增加压缩拐角，成为“基本型 压缩拐角”构型，压缩角为，压缩拐角宽度，长度，压缩拐角的小楔体的前缘与基本型的楔体前缘的水平距离为；c．改型ⅱ：在基本型的基础上，增加钝舵，成为“基本型 钝舵”构型；钝舵后掠角，长度、厚度，钝舵前缘倒圆角，舵轴直径，舵轴中心线距离钝舵尾端的长度为；钝舵的下表面与基本型的楔体上表面缝隙高度分别为2mm、5mm、8mm；舵偏角为分别为0
°
、
±
10
°
。
25.通过数值仿真，获得了如图8所示的0
°
攻角下，改型在ma12来流下的表面及空间压力等值线图，如图9所示的7
°
攻角下，改型在ma12来流下的表面及空间压力等值线图。

技术特征：
1.模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：s10.根据面对称高升力高超声速气动外形特点，建立基本型；s20.在基本型的基础上，建立改型；s30.在基本型的基础上，建立改型；s40.设计加工基本型、改型、改型的试验模型；s50.进行基本型、改型、改型的高超声速风洞气动热试验；s60.发布基本型、改型、改型的气动标模数据库。2.根据权利要求1所述的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，所述的步骤s10包括以下步骤：s11.根据现有的高超声速飞行器外形特点，将高超声速飞行器外型简化成“钝楔 圆锥侧面”构型；s12.确定“钝楔 圆锥侧面”构型的参数；以高超声速飞行器飞行方向为前方，“钝楔 圆锥侧面”构型由位于中间的楔体和位于楔体两侧、对称的半圆锥体构成；“钝楔 圆锥侧面”构型的竖直对称面为顶角倒圆、底边竖直的等腰三角形，等腰三角形的顶角为；“钝楔 圆锥侧面”构型的水平对称面为上底边两个内角倒圆的等腰梯形，等腰梯形的两腰的夹角为、下底边的宽度为；“钝楔 圆锥侧面”构型的楔体上下对称、上下表面均为长方形、前端倒圆，楔体的长度为、宽度为、高度为，楔体的上下表面夹角为，前端的倒圆半径为；“钝楔 圆锥侧面”构型的半圆锥体的长度也为，半圆锥体的底面半径为；楔体与半圆锥体的交界采用球面过渡；定义“钝楔 圆锥侧面”构型的楔面压缩角为，模型宽度为，模型高度为，楔面宽度为，前缘半径为、尖楔/锥长度为，各参数具有以下约束关系：
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（3）s13.建立“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库；通过阶梯改变中一个变量的尺寸，再阶梯改变下一个变量尺寸的方式，建立满足步骤s12的约束关系的“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库；s14.建立“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库；对步骤s13的“钝楔 圆锥侧面”构型的形状数据库中的各“钝楔 圆锥侧面”构型进行建模，并采用计算空气动力学计算各“钝楔 圆锥侧面”构型包括边界层流态变化、三维扰流强度变化在内的气动热特性，建立“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库；s15.确定基本型；在“钝楔 圆锥侧面”构型的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器气动特性最接近的“钝楔 圆锥侧面”构型或者具有所需要的气动特性的“钝楔 圆锥侧面”构型，并
定义为基本型。3.根据权利要求1所述的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，所述的步骤s20包括以下步骤：s21.在基本型的基础上，增加压缩拐角，成为“基本型 压缩拐角”构型；压缩拐角为体积小于基本型的楔体体积的楔体，定义为小楔体，将小楔体放置在基本型的楔体的上表面，得到“基本型 压缩拐角”构型；s22.确定“基本型 压缩拐角”构型的参数；小楔体的上表面和下表面均为长方形，小楔体的上表面和下表面之间的夹角为，小楔体的上表面长方形和下表面长方形的宽度均为，，小楔体的下表面长方形的长度为，小楔体的前缘与基本型的楔体前缘的水平距离为，小楔体的后底面与基本型的楔体后底面平齐，位于竖直平面上；定义压缩拐角的压缩角为，宽度为，长度为；s23.建立“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库；通过阶梯改变，调节压缩拐角的安装位置；再阶梯改变，调节压缩角，建立符合的“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库；s24.建立“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库；对步骤s23的“基本型 压缩拐角”构型的形状数据库中的各“基本型 压缩拐角”构型进行建模，并采用计算空气动力学计算各“基本型 压缩拐角”构型的包括进气道压缩在内的气动热特性，建立“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库；s25.确定改型；在“基本型 压缩拐角”构型的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器进气道气动特性最接近的“基本型 压缩拐角”构型或者具有所需要的进气道气动特性的“基本型 压缩拐角”构型，并定义为改型。4.根据权利要求1所述的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，所述的步骤s30包括以下步骤：s31.在基本型的基础上，增加钝舵，成为“基本型 钝舵”构型；钝舵为梯形舵片，舵轴位于基本型的竖直对称面上、垂直于基本型的楔体上表面；将梯形舵片通过舵轴固定在基本型的楔体上表面，得到“基本型 钝舵”构型；s32.确定“基本型 钝舵”构型的参数；钝舵的上表面和下表面均平行于基本型的楔体上表面，钝舵的下表面与基本型的楔体上表面缝隙高度为；钝舵的后掠角为、厚度为、长度为，钝舵前缘倒圆角为；钝舵的舵轴直径为，舵轴中心线距离钝舵尾端的长度为；钝舵绕舵轴转动，转动后，钝舵竖直对称面与飞行方向的夹角为舵偏角；钝舵前缘与基本型的楔体尖点水平距离为；s33.建立“基本型 钝舵”构型状态的数据库；首先阶梯改变，调节钝舵的安装位置；其次阶梯改变，调节钝舵的后掠角；再次阶梯改变，调节钝舵的缝隙高度，得到“基本型 钝舵”构型；最后阶梯改变，调节钝舵的舵偏
角，建立“基本型 钝舵”构型状态的数据库；s34.建立“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库；对步骤s33的“基本型 钝舵”构型状态的数据库中的各“基本型 钝舵”构型状态进行建模，并采用计算空气动力学计算各“基本型 钝舵”构型状态包括翼/身干扰、舵/身干扰、舵缝隙流动在内的气动热特性，建立“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库；s35.确定改型；在“基本型 钝舵”构型状态的气动热计算数据库中，寻找与现有高超声速飞行器舵片干扰气动特性最接近的“基本型 钝舵”构型或者具有所需要的舵片干扰气动特性的“基本型 钝舵”构型，并定义为改型。5.根据权利要求1所述的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，所述的步骤s40包括以下步骤：考察高超声速风洞，针对选定的高超声速风洞设计加工专用的基本型、改型、改型的试验模型，在试验模型上安装热流传感器或者压力传感器。6.根据权利要求1所述的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，所述的步骤s50包括以下步骤：在选定的高超声速风洞内，按照预先确定的试验大纲，进行基本型、改型、改型的试验模型的高超声速风洞气动热试验，通过热流传感器或者压力传感器分别获得温度数据或者压力数据，建立基本型、改型、改型的气动标模数据库。7.根据权利要求1所述的模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法，其特征在于，所述的步骤s60包括以下步骤：将基本型、改型、改型的气动标模数据库向社会发布，作为今后基本型、改型、改型的数值计算或风洞试验的基准数据。

技术总结
本发明属于高超声速空气动力学领域，公开了一种模拟三维复杂流动的高超声速气动热标准模型设计方法。该气动热标准模型设计方法包括以下步骤：根据面对称高升力高超声速气动外形特点，建立基本型；在基本型的基础上，建立改型；在基本型的基础上，建立改型；设计加工基本型、改型、改型的试验模型；进行基本型、改型、改型的高超声速风洞气动热试验；发布基本型、改型、改型的气动标模数据库。基本型、改型和改型具有当前高超声速飞行器共性特征，通过数值计算和风洞试验能够建立可靠的气动标模数据库。该气动热标准模型设计方法兼顾简单、实用特点，适用于风洞试验、数值模拟、飞行试验的高超声速气动热标准模型设计。飞行试验的高超声速气动热标准模型设计。飞行试验的高超声速气动热标准模型设计。


技术研发人员：胡守超 李贤 庄宇 吕明磊 陈苏宇 田润雨 张扣立 黄成扬 屈涛
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
技术研发日：2022.04.24
技术公布日：2022/5/25