本發(fā)明涉及一種判別航天器激波/激波干擾發(fā)生條件及類型的方法，尤其涉及一種通過高速航天器飛行狀態(tài)和氣動外形對身部激波和前緣類激波的干擾發(fā)生條件及類型進(jìn)行快速判別的方法，屬于航天器氣動熱環(huán)境分析領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
：

高速航天器通常具有水平翼、垂直安定面、控制舵等部件，頭部激波向身部延伸，可能與上述各部件前緣脫體激波發(fā)生相交從而出現(xiàn)身部激波/前緣類激波干擾。而身部激波/前緣類激波干擾會對局部熱流造成影響，嚴(yán)重時可能對飛行安全形成威脅。傳統(tǒng)定義中，根據(jù)斜激波相對球頭激波的入射位置將激波/激波干擾分為六種典型類型，如圖2所示。而身部激波/前緣類激波干擾使得流場中產(chǎn)生了包括激波與剪切層在內(nèi)的復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)，表現(xiàn)為多種不同的形式，傳統(tǒng)的類型定義對于復(fù)雜的身部激波/前緣類激波干擾難以適用。

另外，現(xiàn)有的激波/激波干擾類型判別方法，需要通過數(shù)值模擬或地面試驗獲取激波干擾結(jié)構(gòu)的詳細(xì)信息方能對激波/激波干擾類型及作用位置進(jìn)行判別，準(zhǔn)確獲取激波干擾結(jié)構(gòu)詳細(xì)信息又對數(shù)值模擬的網(wǎng)格數(shù)量、質(zhì)量、模擬精度以及試驗的流場結(jié)構(gòu)捕捉能力提出非常高的要求；而激波干擾發(fā)生條件的判別則需要進(jìn)行大量不同狀態(tài)的數(shù)值模擬或地面試驗方能獲取。上述方法導(dǎo)致身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型判別周期長、難度大，難以在方案設(shè)計階段為總體及氣動外形設(shè)計提供防熱約束條件。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
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本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供判別航天器身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型的方法，適用于各種形式的身部激波/前緣類激波干擾，可大大縮減身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型的判別周期，降低判別難度，提高設(shè)計效率。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：判別航天器身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型的方法，包括如下步驟：

(1)選擇一道身部激波和一道前緣類激波作為待分析的兩道激波，確定每道激波的參數(shù)；

(2)根據(jù)激波關(guān)系式建立激波干擾作用位置X與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系；

(3)當(dāng)激波干擾作用位置X位于產(chǎn)生兩道激波的飛行器外形長度Ls范圍內(nèi)時，判定待分析的兩道激波干擾發(fā)生條件成立，進(jìn)入步驟(4)，否則，待分析的兩道激波未發(fā)生干擾，判別結(jié)束；

(4)設(shè)來流依次經(jīng)過身部激波和前緣類激波后流動的馬赫數(shù)和壓力分別為Ma₃、P₃，來流經(jīng)過前緣類激波后流動的馬赫數(shù)和壓力分別為Ma₄、P₄，建立Ma₃、P₃、Ma₄、P₄與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系，并根據(jù)飛行狀態(tài)和氣動外形參數(shù)求解Ma₃、P₃、Ma₄、P₄，當(dāng)Ma₃>1&Ma₄>1&P₃>P₄時，判定身部激波/前緣類激波干擾類型為Ⅵ類激波/激波干擾；當(dāng)Ma₃>1&Ma₄<1時，判定身部激波/前緣類激波干擾類型為V類激波/激波干擾；當(dāng)Ma₃<1&Ma₄<1時，判定身部激波/前緣類激波干擾類型為IV類激波/激波干擾。

所述步驟(2)中，激波干擾作用位置X與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系如下：

Ma₁為來流的初始馬赫數(shù)，L為身部激波前部距前緣類激波前尖的距離，γ為來流氣體比熱比，θ為航天器身部楔角，λ為前緣后掠角，α為來流初始攻角。

所述步驟(4)中，Ma₃、P₃與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系如下：

${{\mathrm{Ma}}_3}^2=\frac{{{\mathrm{Ma}}_2}^2+\frac{2}{\mathrm{\&gamma;}-1}}{\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}-1}{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\sin }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})-1}+\frac{{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\cos }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})}{\frac{\mathrm{\&gamma;}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\sin }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})+1}$

$\frac{P_3}{P_2}=1+\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}+1}\&lsqb;{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\sin }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})-1\&rsqb;$

其中，

${{\mathrm{Ma}}_2}^2=\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2+\frac{2}{\mathrm{\&gamma;}-1}}{\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}-1}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)-1}+\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\cos }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)}{\frac{\mathrm{\&gamma;}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)+1},$

$\frac{P_2}{P_1}=1+\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}+1}\&lsqb;{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)-1\&rsqb;;$

$sin(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)=\frac{1}{{\mathrm{Ma}}_1}+\frac{\mathrm{\&gamma;}+1}{2}\frac{{\mathrm{Ma}}_1}{\sqrt{{{\mathrm{Ma}}_1}^2-1}}sin(\mathrm{\&alpha;}+\mathrm{\&theta;});$

Ma₂為來流經(jīng)過航天器身部激波后流動的馬赫數(shù)，P₂為來流經(jīng)過航天器身部激波后流動的壓力，β₁為身部激波與航天器軸線之間的夾角，β₂為前緣后掠角的余角；

Ma₄、P₄與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系如下：

${{\mathrm{Ma}}_4}^2=\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2+\frac{2}{\mathrm{\&gamma;}-1}}{\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}-1}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)-1}+\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\cos }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)}{\frac{\mathrm{\&gamma;}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)+1}$

$\frac{P_4}{P_1}=1+\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}+1}.\&lsqb;{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)-1\&rsqb;.$

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

(1)本發(fā)明將根據(jù)斜激波相對球頭激波的入射位置對激波/激波干擾類型進(jìn)行劃分的判別方式更新為以激波/激波干擾波系結(jié)構(gòu)和流動特征為依據(jù)的判別方式，抓住了激波/激波干擾的物理本質(zhì)，適用于各種形式的身部激波/前緣類激波干擾。事實上，本發(fā)明還可以進(jìn)一步推廣到所有激波/激波干擾，具有廣泛的適用性。

(2)本發(fā)明提出的判別方法不再需要獲取激波干擾結(jié)構(gòu)詳細(xì)信息，避免了大量不同狀態(tài)的數(shù)值模擬或地面試驗，從而大大縮減了判別周期，降低了判別難度，提高了設(shè)計效率。

附圖說明：

圖1為本發(fā)明流程圖；

圖2為傳統(tǒng)激波干擾類型示意圖；

圖3為本發(fā)明實施例中高速航天器身部激波/前緣激波干擾示意圖；

圖4為本發(fā)明實施例中待分析的兩道干擾激波參數(shù)示意圖。

具體實施方式：

如圖1所示，本發(fā)明提出一種判別高速航天器身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型的方法，包括如下步驟：

(1)選擇一道身部激波和一道前緣類激波作為待分析的兩道激波，確定每道激波的參數(shù)；

(2)根據(jù)激波關(guān)系式建立激波干擾作用位置X與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系；

(3)當(dāng)激波干擾作用位置X位于產(chǎn)生兩道激波的飛行器外形長度Ls范圍內(nèi)時，判定待分析的兩道激波干擾發(fā)生條件成立，進(jìn)入步驟(4)，否則，待分析的兩道激波未發(fā)生干擾，判別結(jié)束；

(4)建立身部激波/前緣類激波干擾類型判別特征參數(shù)與飛行狀態(tài)和氣動外形參數(shù)的關(guān)聯(lián)關(guān)系，根據(jù)不同類型身部激波/前緣類激波干擾流動結(jié)構(gòu)特征，對干擾類型作出快速判別。

步驟(4)的實現(xiàn)方法為：設(shè)來流依次經(jīng)過身部激波和前緣類激波后流動的馬赫數(shù)和壓力分別為Ma₃、P₃，來流經(jīng)過前緣類激波后流動的馬赫數(shù)和壓力分別為Ma₄、P₄，建立Ma₃、P₃、Ma₄、P₄與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系，并根據(jù)飛行狀態(tài)和氣動外形參數(shù)求解Ma₃、P₃、Ma₄、P₄，當(dāng)Ma₃>1&Ma₄>1&P₃>P₄時，判定身部激波/前緣類激波干擾類型為Ⅵ類激波/激波干擾；當(dāng)Ma₃>1&Ma₄<1時，判定身部激波/前緣類激波干擾類型為V類激波/激波干擾；當(dāng)Ma₃<1&Ma₄<1時，判定身部激波/前緣類激波干擾類型為IV類激波/激波干擾。

實施例：

以圖3所示某高速航天器身部激波/迎風(fēng)方向舵前緣激波干擾為例，本發(fā)明提出的快速判別身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型的方法具體實施步驟如下：

1.選擇迎風(fēng)方向舵前緣激波和身部激波作為待分析激波，如圖4所示，身部激波及迎風(fēng)方向舵前緣激波均可近似視作斜激波，圓圈內(nèi)區(qū)域即為身部激波/前緣激波干擾區(qū)域。前緣激波附近流動主要由身部激波層外曝露于自由來流中的前緣激波后流動與身部激波層內(nèi)依次經(jīng)過身部激波和前緣激波后的流動組成。身部激波層內(nèi)流動：自由來流(馬赫數(shù)Ma₁、壓力P₁)以攻角α流向航天器，經(jīng)過航天器身部斜激波后流動方向發(fā)生偏折，形成與身部平行的流動(馬赫數(shù)Ma₂、壓力P₂)，到達(dá)前緣附近后，經(jīng)過前緣激波后流動方向再次發(fā)生偏折，形成與前緣平行的流動(馬赫數(shù)Ma₃、壓力P₃)；身部激波層外流動：自由來流(馬赫數(shù)Ma₁、壓力P₁)以攻角α流向前緣，經(jīng)過前緣激波后流動方向發(fā)生偏折，形成與前緣平行的流動(馬赫數(shù)Ma₄、壓力P₄)，圖中θ為航天器身部楔角，β₁為身部激波與航天器軸線之間的夾角，λ為前緣后掠角，β₂為后掠角的余角。

2.根據(jù)激波關(guān)系式建立身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件與飛行狀態(tài)和氣動外形的定量關(guān)系；圖中L為身部激波前部距迎風(fēng)方向舵前緣激波前尖的距離，L_s為模型總長(產(chǎn)生兩道激波的飛行器外形長度)，X為身部激波/迎風(fēng)方向舵前緣激波干擾軸向位置。根據(jù)方向舵前緣激波與身部激波幾何關(guān)系，身部激波/迎風(fēng)方向舵前緣激波干擾軸向位置表達(dá)式如下：

$X=\frac{{\mathrm{tan\&beta;}}_2\&CenterDot;L}{{\mathrm{tan\&beta;}}_2-tan({\mathrm{\&beta;}}_1+\mathrm{\&alpha;})}$

而由斜激波關(guān)系式：

$sin({\mathrm{\&beta;}}_1+\mathrm{\&alpha;})=\frac{1}{{\mathrm{Ma}}_1}+\frac{\mathrm{\&gamma;}+1}{2}\frac{{\mathrm{Ma}}_1}{\sqrt{{{\mathrm{Ma}}_1}^2-1}}sin(\mathrm{\&theta;}+\mathrm{\&alpha;})$

將上式代入身部激波/迎風(fēng)方向舵前緣激波干擾軸向位置表達(dá)式，激波干擾作用位置可以表示為：

由圖中幾何關(guān)系可知，激波/激波發(fā)生干擾條件為：X≤Ls，即：

若上式成立，則迎風(fēng)方向舵前緣激波和身部激波發(fā)生干擾，由身部激波/迎風(fēng)方向舵前緣激波干擾軸向位置表達(dá)式即可求解得到身部激波/迎風(fēng)方向舵前緣激波干擾軸向位置量值。否則不發(fā)生干擾。

3.身部激波/前緣激波干擾流動結(jié)構(gòu)由來流依次經(jīng)過身部激波和前緣激波后的馬赫數(shù)和壓力Ma₃、P₃，來流經(jīng)過前緣激波后的馬赫數(shù)和壓力Ma₄、P₄之間的匹配關(guān)系決定。根據(jù)身部斜激波關(guān)系:

$sin(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)=\frac{1}{{\mathrm{Ma}}_1}+\frac{\mathrm{\&gamma;}+1}{2}\frac{{\mathrm{Ma}}_1}{\sqrt{{{\mathrm{Ma}}_1}^2-1}}sin(\mathrm{\&alpha;}+\mathrm{\&theta;})$

${{\mathrm{Ma}}_2}^2=\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2+\frac{2}{\mathrm{\&gamma;}-1}}{\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}-1}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)-1}+\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\cos }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)}{\frac{\mathrm{\&gamma;}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)+1}$

$\frac{P_2}{P_1}=1+\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}+1}\&lsqb;{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_1)-1\&rsqb;$

同理，來流經(jīng)過身部激波后再經(jīng)過前緣激波，根據(jù)前緣斜激波關(guān)系：

${{\mathrm{Ma}}_3}^2=\frac{{{\mathrm{Ma}}_2}^2+\frac{2}{\mathrm{\&gamma;}-1}}{\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}-1}{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\sin }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})-1}+\frac{{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\cos }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})}{\frac{\mathrm{\&gamma;}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\sin }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})+1}$

$\frac{P_3}{P_2}=1+\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}+1}\&lsqb;{{\mathrm{Ma}}_2}^2{\sin }^2({\mathrm{\&beta;}}_2-\mathrm{\&theta;})-1\&rsqb;$

來流經(jīng)過前緣激波后，根據(jù)前緣斜激波關(guān)系：

${{\mathrm{Ma}}_4}^2=\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2+\frac{2}{\mathrm{\&gamma;}-1}}{\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}-1}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)-1}+\frac{{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\cos }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)}{\frac{\mathrm{\&gamma;}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)+1}$

$\frac{P_4}{P_1}=1+\frac{2\mathrm{\&gamma;}}{\mathrm{\&gamma;}+1}\&lsqb;{{\mathrm{Ma}}_1}^2{\sin }^2(\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_2)-1\&rsqb;.$

4.根據(jù)不同類型身部激波/前緣類激波干擾流動結(jié)構(gòu)特征，對身部激波/前緣類激波干擾類型作出判別；將飛行狀態(tài)和氣動外形參數(shù)具體數(shù)值代入上一步中建立的關(guān)聯(lián)關(guān)系中，即可求解得到身部激波/前緣類激波干擾類型判別特征參數(shù)(Ma₃、P₃、Ma₄、P₄)具體量值，結(jié)合不同類型身部激波/前緣類激波干擾流動結(jié)構(gòu)特征即可對身部激波/前緣類激波干擾類型作出判別。在本實施例中，Ma₃>1&Ma₄>1&P₃>P₄，身部激波層內(nèi)外的前緣激波均為弱激波，且經(jīng)過兩道斜激波之后氣流的壓力高于直接曝露于來流中的斜激波后壓力，兩道弱激波在相交點處形成膨脹波，形成Ⅵ類激波/激波干擾。

該高速航天器身部激波/前緣類激波干擾，如果采用傳統(tǒng)干擾流場數(shù)值模擬對身部激波/前緣類激波干擾類型及發(fā)生條件進(jìn)行判別，其耗費時間：按平均生成一套網(wǎng)格需要10天、完成一個狀態(tài)計算需要4天來算，所需計算時間＝10+4*20＝90天；地面試驗判別激波干擾發(fā)生條件及類型的時間：按平均加工一套試驗?zāi)Ｐ托枰?5天、完成一個狀態(tài)試驗與測量需要2天來算，所需計算時間＝30+2*20＝70天；而本發(fā)明提出的判別方法：身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型判別僅需1小時左右。由此可見，本發(fā)明方法大大縮減了身部激波/前緣類激波干擾發(fā)生條件及類型的判別周期，降低了判別難度，提高了設(shè)計效率。

本發(fā)明提供的技術(shù)方案可用于其它各類激波/激波干擾。上述實施例只是對本發(fā)明的解釋，而不能作為對本發(fā)明的限制，因此凡是與本發(fā)明思路類似的實施方式均在本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。

本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。