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申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学
摘要：本申请涉及非对称流向角区边界层双涡特征位置确定方法，该方法通过基于数值仿真结果针对飞行器上来流马赫数2~3条件下非对称角区边界层的单涡‑双涡演化过程的特征展开深入分析，结合边界条件和双涡特征生成的流向位置，通过最小二乘法拟合得出预估公式的各项待求参数，获得了马赫数2~3条件下不同入口边界层厚度的非对称流向角区边界层主涡‑次涡演化的普适规律；给出了预估次涡生成特征流向位置的经验公式并且预估公式计算输出过程简单，可以对当前设计的飞行器进行快速的气动工程估算。
主权项：1.一种非对称流向角区边界层双涡特征位置确定方法，其特征在于，包括步骤：根据飞行器的非对称角区边界层沿流向发展过程中的展向流动拓扑，分辨主涡位于第一侧壁面边界层内且次涡位于第二侧壁面边界层内；从所述展向流动拓扑中提取不同入口边界层厚度条件下次涡生成特征位置，初步建立双涡模型的普适特征；所述普适特征是在来流马赫数为2马赫至3马赫条件下，不同的入口边界层厚度的非对称流向角区边界层具有相似的双涡特征流动拓扑；根据所述普适特征，从所述展向流动拓扑中提取不同马赫数与不同第二侧壁面边界层条件下的次涡生成特征位置，构建预估公式并采用最小二乘法拟合得到所述预估公式的各待求参数；所述预估公式用于确定来流马赫数在2马赫至3马赫范围内飞行器的非对称流向角区边界层内二次流单涡-双涡演化过程中次涡生成特征的流向位置；所述预估公式为： ；其中，表示不同马赫数与不同入口边界层厚度条件下的次涡生成特征位置，表示第二侧壁面边界层厚度，表示马赫数，k为双涡特征关系变化率、C1为马赫数权重、C2为边界层厚度权重，b为双涡特征位置的修正系数。
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