本發(fā)明涉及流體計算研究，特別涉及超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)。

背景技術(shù)：

1、斜激波是超聲速氣流中一種常見的現(xiàn)象。當馬赫數(shù)大于1的超聲速氣流遇到一個角度為δ的斜劈時，氣流方向會發(fā)生δ角度的偏轉(zhuǎn)。如圖1所示，如果斜劈的角度δ不大時，氣流就會在斜劈前緣產(chǎn)生一道斜激波。斜激波的影響包括：（1）氣流經(jīng)過斜激波后，壓強、溫度和密度增加，氣流速度會降低，氣流方向會向斜激波面偏轉(zhuǎn)；（2）斜激波與飛行器表面的邊界層相互作用可能會引起邊界層分離，影響飛行器的升力和操控性；（3）斜激波會導(dǎo)致壁面氣動熱上升。因此，激波角對超聲速飛行器的部件設(shè)計，以及設(shè)計結(jié)束后部件性能的檢測是極為重要的。

2、針對量熱完全氣體，給定斜激波上游的馬赫數(shù)m1和氣流偏轉(zhuǎn)角δ，要計算斜激波角β，可以求解氣體動力學(xué)的教科書給出的一個關(guān)于斜激波角β的正切值tanβ的一元三次方程，即預(yù)設(shè)激波角方程，該方程的系數(shù)b1、b2和b3稱為第一組系數(shù)值。

3、；

4、；

5、；

6、。

7、其中，γ是比熱比。理論上，激波角β有3個解。其中第1個解是弱斜激波解，第2個是強斜激波解，第3個解由于將導(dǎo)致非物理的熵減，因此是多余的解。很多關(guān)于氣體動力學(xué)和流體力學(xué)的教科書中都指出，預(yù)設(shè)激波角方程不能直接求解，需要采用迭代法來求解。由于預(yù)設(shè)激波角方程有3個解，迭代法可能會漏掉有用的解。而且，迭代法的計算量是不確定的。激波角的計算過程較為復(fù)雜從一定程度上影響超聲速飛行器斜激波波后氣體參數(shù)確定效率。因此，如何快速準確的確定出斜激波角的值是需要解決的。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、有鑒于此，本發(fā)明的目的在于提供超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)，能夠快速準確的確定出超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)。其具體方案如下：

2、第一方面，本技術(shù)公開了一種超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定方法，包括：

3、獲取超聲速飛行器的目標部件在超聲速來流下的當前馬赫數(shù)和當前氣流偏轉(zhuǎn)角，并基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角判斷所述超聲速來流在所述目標部件上形成的激波是否是斜激波；

4、若在所述目標部件上形成的激波是斜激波，則基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角確定所述斜激波形成的斜激波角對應(yīng)的預(yù)設(shè)激波角方程的第一組系數(shù)值，并基于所述第一組系數(shù)值確定所述預(yù)設(shè)激波角方程對應(yīng)的變化方程的第二組系數(shù)值；所述變化方程是基于所述斜激波角與所述第一組系數(shù)值之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系對所述預(yù)設(shè)激波角方程進行轉(zhuǎn)化后得到的方程；

5、基于所述第二組系數(shù)值和卡爾丹公式對所述變化方程進行求解以得到斜激波角的三個角度值，并基于所述三個角度值分別對應(yīng)的波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值中確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值，以便基于所述目標角度值確定所述超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)。

6、可選的，所述基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角判斷所述超聲速來流在所述目標部件上形成的激波是否是斜激波，包括：

7、將所述當前馬赫數(shù)、所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角和比熱比輸入至預(yù)設(shè)偏轉(zhuǎn)角計算公式中，以得到所述超聲速來流在所述目標部件上能夠產(chǎn)生斜激波的氣流最大偏轉(zhuǎn)角，并判斷所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角是否小于所述氣流最大偏轉(zhuǎn)角；

8、若所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角小于所述氣流最大偏轉(zhuǎn)角，則判定所述超聲速來流在所述目標部件上形成的激波是斜激波。

9、可選的，所述基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角確定所述斜激波形成的斜激波角對應(yīng)的預(yù)設(shè)激波角方程的第一組系數(shù)值，并基于所述第一組系數(shù)值確定所述預(yù)設(shè)激波角方程對應(yīng)的變化方程的第二組系數(shù)值，包括：

10、將所述當前馬赫數(shù)、所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角和比熱比輸入至所述斜激波角對應(yīng)的預(yù)設(shè)激波角方程的系數(shù)解析式中以得到所述預(yù)設(shè)激波角方程的第一組系數(shù)值；

11、根據(jù)所述斜激波角與所述第一組系數(shù)值之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系對所述預(yù)設(shè)激波角方程進行轉(zhuǎn)化以得到變化方程，并將所述第一組系數(shù)值輸入至所述變化方程的系數(shù)解析式中以得到所述變化方程的第二組系數(shù)值。

12、可選的，所述基于所述三個角度值分別對應(yīng)的波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值中確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值，包括：

13、將所述當前馬赫數(shù)、比熱比輸入至預(yù)設(shè)壓強比值公式中以確定所述三個角度值分別對應(yīng)的波后壓強和波前壓強的比值；

14、基于所述波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值。

15、可選的，所述基于所述波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值，包括：

16、將所述比值中小于預(yù)設(shè)閾值的比值對應(yīng)的角度值確定為多余解，并將所述三個角度值中除所述多余解外的其他角度值中數(shù)值最小的角度值確定為所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值。

17、可選的，所述基于所述三個角度值分別對應(yīng)的波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值中確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值之后，還包括：

18、基于斜激波前后氣流參數(shù)表、所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角對所述目標角度值進行角度準確度檢測。

19、可選的，所述基于所述目標角度值確定所述超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)，包括：

20、將所述目標角度值、所述當前馬赫數(shù)和比熱比輸入至預(yù)設(shè)波后氣體參數(shù)計算公式中確定所述超聲速飛行器的斜激波波后壓強、斜激波波后馬赫數(shù)和斜激波波后溫度。

21、第二方面，本技術(shù)公開了一種超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定裝置，包括：

22、激波角判斷模塊，用于獲取超聲速飛行器的目標部件在超聲速來流下的當前馬赫數(shù)和當前氣流偏轉(zhuǎn)角，并基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角判斷所述超聲速來流在所述目標部件上形成的激波是否是斜激波；

23、系數(shù)值確定模塊，用于若在所述目標部件上形成的激波是斜激波，則基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角確定所述斜激波形成的斜激波角對應(yīng)的預(yù)設(shè)激波角方程的第一組系數(shù)值，并基于所述第一組系數(shù)值確定所述預(yù)設(shè)激波角方程對應(yīng)的變化方程的第二組系數(shù)值；所述變化方程是基于所述斜激波角與所述第一組系數(shù)值之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系對所述預(yù)設(shè)激波角方程進行轉(zhuǎn)化后得到的方程；

24、波后氣體參數(shù)確定模塊，用于基于所述第二組系數(shù)值和卡爾丹公式對所述變化方程進行求解以得到斜激波角的三個角度值，并基于所述三個角度值分別對應(yīng)的波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值中確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值，以便基于所述目標角度值確定所述超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)。

25、第三方面，本技術(shù)公開了一種電子設(shè)備，包括：

26、存儲器，用于保存計算機程序；

27、處理器，用于執(zhí)行所述計算機程序以實現(xiàn)前述的超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定方法。

28、第四方面，本技術(shù)公開了一種計算機可讀存儲介質(zhì)，用于保存計算機程序，所述計算機程序被處理器執(zhí)行時實現(xiàn)前述的超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定方法。

29、可見，本技術(shù)中，獲取超聲速飛行器的目標部件在超聲速來流下的當前馬赫數(shù)和當前氣流偏轉(zhuǎn)角，并基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角判斷所述超聲速來流在所述目標部件上形成的激波是否是斜激波；若在所述目標部件上形成的激波是斜激波，則基于所述當前馬赫數(shù)和所述當前氣流偏轉(zhuǎn)角確定所述斜激波形成的斜激波角對應(yīng)的預(yù)設(shè)激波角方程的第一組系數(shù)值，并基于所述第一組系數(shù)值確定所述預(yù)設(shè)激波角方程對應(yīng)的變化方程的第二組系數(shù)值；所述變化方程是基于所述斜激波角與所述第一組系數(shù)值之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系對所述預(yù)設(shè)激波角方程進行轉(zhuǎn)化后得到的方程；基于所述第二組系數(shù)值和卡爾丹公式對所述變化方程進行求解以得到斜激波角的三個角度值，并基于所述三個角度值分別對應(yīng)的波后壓強和波前壓強的比值從所述三個角度值中確定所述斜激波角對應(yīng)的目標角度值，以便基于所述目標角度值確定所述超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)。本發(fā)明利用一元三次方程的通用公式解和系數(shù)關(guān)系，可以快速準確的確定出超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)一方面可以一次性得到斜激波角的三個解,不會漏掉任何一個解。另一方面，省去了計算斜激波角的迭代計算過程，并從一定程度上減小了計算量，從側(cè)面提高了超聲速飛行器的斜激波波后氣體參數(shù)確定速度，進而提高了對飛行器部件表面的壓力和熱流的確定效率。