本发明涉及激波-边界层干扰流动峰值热流预测领域。更具体地说，本发明涉及一种基于压力梯度-热流关联的再附峰值热流预测方法。
背景技术：
1、激波-边界层干扰流动通常在超声速/高超声速飞行器翼、舵等操控面及进气道中出现，并常伴随有流动分离，再附高热流作为激波-边界层干扰诱导分离流动的一个典型特点，其峰值可达无干扰时热流的10～1000倍，给飞行器的热防护设计带来了极大挑战，因此准确预测峰值热流，对于保证飞行安全、降低热防护设计冗余至关重要。
2、关于飞行器在激波-边界层干扰流动中的热流预测问题，目前主要以基于关联关系的工程算法和数值模拟方法为主。其中工程算法简单快捷，计算效率高，是飞行器方案论证阶段获取热环境数据的首选研究方法，但这类方法在干扰前后边界层均为湍流流态时预测精度较高，对于干扰前后分别为层流/层流、层流/转捩或层流/湍流等情况，则预测精度较差。数值模拟方法目前广泛应用于高超声速飞行器设计与性能预测领域，其能够捕捉到复杂的流动现象，揭示流场结构，有利于获得飞行器热环境特性，但一方面为保证对热流的预测精度，数值模拟方法在计算格式、模型及网格质量和尺度上均有较高要求，另一方面计算耗时较长，难以满足设计初期工程快速预测的需求。为实现在飞行器设计初期的高效气动热载荷评估，应该结合地面风洞试验与数值模拟手段建立一种数据关联方法来快速准确预测峰值热流。
3、在热流的预测建模研究上，常用的方法为经典的压力-热流标度预测模型，这一类模型得到了广泛应用，但仍存在问题，如系数和指数的得出更多是基于实验数据拟合，层流条件下数据弥散也较大，这很可能与再附后边界层流动状态是层流、转捩还是湍流有关。
4、如图2所示(c区为湍流区，d区为层流区)，传统的将压力与热流关联的预测方法，对层流来流条件下的预测结果不理想，由此可知，现有技术对具有大分离流动特征的超声速/高超声速类压缩拐角流动的再附峰值热流难以实现精准预测。
技术实现思路
1、本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
2、为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种基于压力梯度-热流关联的再附峰值热流预测方法，其特征在于，包括：
3、s1、通过风洞试验获得分离点位置xsep；
4、s2、基于最小耗散原理的流场结构预测方法计算流场的压力平台ppla、压力峰值ppk以及分离泡角度θs；
5、s3、基于s2得到的分离泡角度θs以及剪切层厚度，计算分离处的特征长度xint和再附处的特征长度xp；
6、s4、基于s1中获得的xsep计算参考点对应的无量纲热流stoi；
7、s5、基于s2获得的ppk、ppla，s4获得的xint、xp，s4获得的stoi，通过下式计算对应状态下的峰值无量纲热流stpk：
8、
9、上式中，p∞为来流静压。
10、优选的是，所述参考点无量纲热流stoi通过下式获得：
11、
12、上式中，pr为普朗特数取，c′为参考温度，re∞为来流单位长度雷诺数，为分离点xsep处的壁面摩阻。
13、本发明至少包括以下有益效果：本发明基于地面风洞试验数据和验证的数值方法，有效改善层流条件下对再附峰值热流的预测效果，且湍流条件下预测精度不降低，故本发明的预测方法能够用于预测具有大分离流动特征的超声速/高超声速类压缩拐角流动的再附峰值热流。
14、本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
1.一种基于压力梯度-热流关联的再附峰值热流预测方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的基于压力梯度-热流关联的再附峰值热流预测方法，其特征在于，所述参考点无量纲热流stoi通过下式获得：
