CN107818197B - 一种基于piv技术的超声速翼型的测力方法和装置 - Google Patents

一种基于piv技术的超声速翼型的测力方法和装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于粒子图像测速(PIV)技术的超声速翼型的测力方法，该方法包括：根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。本发明还同时公开了一种实现所述方法的装置，从而为高速流场提供了基于PIV技术的超声速翼型升阻系数的测量方案，克服了现有的亚声速翼型受力测量的局限性，从而大大扩展了基于PIV技术的测力方案的应用范围。

Description

一种基于PIV技术的超声速翼型的测力方法和装置
技术领域
本发明涉及激光测速技术领域中的粒子图像测速(Particle ImageVelocimetry，简称PIV)技术，特别地，涉及一种基于PIV技术的超声速翼型的测力方法和装置。
背景技术
PIV作为一种无接触式流场速度测量技术，在流体力学领域发挥着越来越重要的作用。PIV直接获得的是流场的速度分布信息，然而在空气动力学中，物体在流场中的受力情况同样十分重要。传统的测力方法主要包括测力天平，静压管以及皮托管，但是，这些测量方法都属于接触式测量技术，会对流场本身产生一定干扰，并且需要对实验设备和实验模型进行相应的改动，增加了实验的设计难度以及成本。
根据PIV测得的速度场数据，通过结合流体力学控制方程(N-S方程)，可以得到与PIV速度场相对应的流场压力分布，进而得到物体在流场中的受力情况。该方法避免了传统测力设备对流场的干扰，同时降低了实验的设计难度以及成本。
目前，基于PIV技术的测力方法和装置主要集中在亚声速流场的范围，这极大限制了该方法的实际应用。随着PIV技术在超声速以及高超声速流场中的广泛运用，基于PIV技术的超声速流场的测力方法和装置显得愈发重要。
发明内容
发明目的：为解决现有技术存在的问题，本发明实施例提供一种基于PIV技术的超声速翼型的测力方法和装置。
技术方案：一种基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，该方法包括如下步骤：
步骤1，根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；
步骤2，基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；
步骤3，基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。
进一步的，所述根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场，包括：
选取气体状态方程、热量状态方程和N-S方程作为MacCormack方法的基本方程组；
将PIV测得的速度场带入上述MacCormack方法的基本方程组，并进行有限差分处理；
使用MacCormack技术对所述基本方程组进行迭代求解，从而得到对应的密度场和压力场。
进一步的，所述基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数，包括：
根据控制体方法的基本思想，将动量守恒方程整理为如下形式：
F＝-∫∫Sρ(u·n)udS+∫∫S(-pn+τ·n)dS，
其中，所述F，u，n，τ，ρ，p和S分别表示超声速翼型的力矢量，流场的速度矢量，控制体边界外法线方向上的单位矢量，粘性应力张量，流场的密度，流场的压力和控制体边界的面积；
将上述方程进一步处理以降低PIV测量误差对超声速翼型测力的影响，得到超声速翼型的受力为：
F＝∫∫Sρ(u·n)(u∞-u)dS+∫∫S((p∞-p)n+τ·n)dS，
其中，所述u∞和p∞分别表示自由来流处的速度矢量和压力；
基于以上结果计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数。
进一步的，所述基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度，包括：
基于PIV测得的速度场，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，相邻两条流线在右侧边界处的间隔为PIV的网格分辨率；根据相邻两条流线之间流量守恒的思想，计算出控制体右侧边界上的密度：
ρ0u0·Δy0＝ρ1u1·Δy1，
其中，ρ0，u0和Δy0分别表示控制体左侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离，ρ1，u1和Δy1分别表示控制体右侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离；
假设流场绝热并结合气体状态方程，从而得到控制体右侧边界上的压力，进而得到修正之后的超声速翼型的阻力系数。
控制体边界上的密度和压力在很大程度上决定了翼型的升力和阻力系数，其中阻力系数一般很小，所以更容易受到边界上密度和压力计算精度的影响。控制体右侧边界上的密度和压力计算最困难，精度最难保证，所以采用上述方法重点修正右侧边界，从而提高阻力系数的精度。
本发明还提供了一种基于PIV技术的超声速翼型的测力装置，该装置包括：密度和压力求解模块、升阻系数计算模块和阻力系数修正模块；其中，
所述密度和压力求解模块，用于根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；
所述升阻系数计算模块，用于基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；
所述阻力系数修正模块，用于基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。
有益效果：本发明提供的基于PIV技术的超声速翼型的测力方法和装置，根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。可见，本发明实施例提供了高速流场中基于PIV技术的超声速翼型升阻系数的测量方案，克服了现有的亚声速翼型受力测量的局限性，从而大大扩展了基于PIV技术的测力方案的应用范围。
附图说明
在附图(其不一定是按比例绘制的)中，相似的附图标记可在不同的视图中描述相似的部件。具有不同字母后缀的相似附图标记可表示相似部件的不同示例。附图以示例而非限制的方式大体示出了本文中所讨论的各个实施例。所有带x，y坐标的附图，其物理量均为无量纲量，其中x，y坐标分别代表流向和法向，分别用测量区域长度和宽度无量纲化，矢量场用矢量模的最大值无量纲化，压力场用压力系数无量纲化，升力和阻力分别用升力系数和阻力系数无量纲化。
图1为本发明实施例所述基于PIV技术的超声速翼型测力方法的流程示意图；
图2为本发明实施例所述根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场的流程示意图；
图3为本发明实施例所述基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力和阻力系数的流程示意图；
图4为本发明实施例所述基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度的流程示意图；
图5为本发明实施例所述应用场景中的超声速翼型(攻角6°)结构示意图；
图6为本发明实施例所述应用场景中超声速翼型(攻角6°)绕流流场速度矢量图；
图7-a为本发明实施例所述应用场景中根据超声速翼型测力装置以及流场仿真软件计算得到的升力系数线图；
图7-b为本发明实施例所述应用场景中根据超声速翼型测力装置以及流场仿真软件计算得到的阻力系数线图；
图8为本发明实施例所述基于PIV技术的超声速翼型测力装置的结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
图1为本发明实施例所述基于PIV技术的超声速翼型测力方法的流程示意图，如图1所示，包括：
步骤101：根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；
如图2所示，该步骤包括：
步骤1011：选取气体状态方程、热量状态方程和N-S方程作为MacCormack方法的基本方程组；
步骤1012：将PIV测得的速度场带入上述MacCormack方法的基本方程组，并进行有限差分处理；
步骤1013：使用MacCormack技术对所述基本方程组进行迭代求解，从而得到对应的密度场和压力场。
步骤102：基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；
如图3所示，该步骤包括：
步骤1021：根据控制体方法的基本思想，将动量守恒方程整理为如下形式：
F＝-∫∫Sρ(u·n)udS+∫∫S(-pn+τ·n)dS，
其中，所述F，u，n，τ，ρ，p和S分别表示超声速翼型的力矢量，流场的速度矢量，控制体边界外法线方向上的单位矢量，粘性应力张量，流场的密度，流场的压力和控制体边界的面积；
步骤1022：将上述方程进一步处理以降低PIV测量误差对超声速翼型测力的影响，得到超声速翼型的受力为：
F＝∫∫Sρ(u·n)(u∞-u)dS+∫∫S((p∞-p)n+τ·n)dS，
其中，所述u∞和p∞分别表示自由来流处的速度矢量和压力；
具体的，在实际流场中，粘性应力的影响十分微弱，因此，对于二维流场，超声速翼型受到的升力为：
L＝∫ρa(b-b∞)dy-∫ρb(b-b∞)dx-∫(p-p∞)dx，
超声速翼型受到的阻力为：
D＝∫ρa(a-a∞)dy-∫ρb(a-a∞)dx+∫(p-p∞)dy，
其中，所述L，D，a，b，a∞和b∞分别表示超声速翼型受到的升力和阻力，二维流场的速度沿x方向和y方向的分量，自由来流处的速度沿x方向和y方向的分量。
步骤1023：基于以上结果计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数。
具体的，超声速翼型受到的升力系数为：
Figure GDA0002981763790000051
超声速翼型受到的阻力系数为：
Figure GDA0002981763790000052
其中，所述Cl，Cd和V∞分别表示超声速翼型受到的升力系数，阻力系数和自由来流处的速度大小。
步骤103：基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。
如图4所示，该步骤包括：
步骤1031：基于PIV测得的速度场，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，相邻两条流线在右侧边界处的间隔为PIV的网格分辨率；
具体的，对于二维定常流场，流线与迹线重合，因此，根据流线微分方程：
Figure GDA0002981763790000061
设置适当的时间间隔dt，可以从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，并保证相邻两条流线在右侧边界处的间隔为PIV的网格分辨率。
步骤1032：根据相邻两条流线之间流量守恒的思想，计算出控制体右侧边界上的密度；
具体的，根据相邻两条流线之间流量守恒，有：
ρ0u0·Δy0＝ρ1u1·Δy1，
那么，可以计算出控制体右侧边界上的密度：
Figure GDA0002981763790000063
其中，ρ0，u0和Δy0分别表示控制体左侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离，ρ1，u1和Δy1分别表示控制体右侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离。
步骤1033：假设流场绝热并结合气体状态方程，从而得到控制体右侧边界上的压力，进而得到修正之后的超声速翼型的阻力系数。
具体的，假设流场处于绝热状态，则：
Figure GDA0002981763790000062
结合气体状态方程，从而得到控制体右侧边界上的压力：
p1＝ρ1RT1，
进而得到修正之后的超声速翼型的阻力系数，其中，T∞，M∞，T，p1，R和γ分别表示自由来流处的温度，自由来流处的马赫数，流场的温度，控制体右侧边界上的压力，气体常数和比热比。
可见，本发明实施例提供了高速流场中基于PIV技术的超声速翼型升阻系数的测量方案，克服了现有的亚声速翼型受力测量的局限性，从而大大扩展了基于PIV技术的测力方案的应用范围。
下面结合具体应用场景对本发明方法进行描述。
这里以两面弧形的超声速翼型为例进行说明。所述超声速翼型上下表面为对称的弧形，弦长为50mm，厚度为6mm，如图5所示。二维自由来流的马赫数为3.0，雷诺数为3.2×105。将翼型攻角分别设置为0°，2°，4°，6°，8°和10°，使用上述超声速翼型测力装置计算翼型在不同攻角下的升阻系数。
对于二维问题，所有矢量和微分算子都只有x、y两个方向上的分量。具体的基于PIV技术的两面弧形超声速翼型的测力步骤如下：
步骤一：根据PIV测得的超声速流场的速度场(如图6所示)，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场。首先，选取气体状态方程、热量状态方程和N-S方程作为MacCormack方法的基本方程组；然后，将PIV测得的速度场带入上述MacCormack方法的基本方程组，并进行有限差分处理；最后，使用MacCormack技术对所述基本方程组进行迭代求解，从而得到对应的流场密度场和压力场。
步骤二：基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数。
首先，根据控制体方法的基本思想，将动量守恒方程整理为如下形式：
F＝-∫∫Sρ(u·n)udS+∫∫S(-pn+τ·n)dS，
其中，所述F，u，n，τ，ρ，p和S分别表示超声速翼型的力矢量，流场的速度矢量，控制体边界外法线方向上的单位矢量，粘性应力张量，流场的密度，流场的压力和控制体边界的面积；
然后，将上述方程进一步处理以降低PIV测量误差对超声速翼型测力的影响，得到超声速翼型的受力为：
F＝∫∫Sρ(u·n)(u∞-u)dS+∫∫S((p∞-p)n+τ·n)dS，
其中，所述u∞和p∞分别表示自由来流处的速度和压力；
在本应用场景中，超声速翼型绕流流场属于二维流场，且粘性应力的影响十分微弱，因此，超声速翼型受到的升力和阻力分别为：
L＝∫ρa(b-b∞)dy-∫ρb(b-b∞)dx-∫(p-p∞)dx，
D＝∫ρa(a-a∞)dy-∫ρb(a-a∞)dx+∫(p-p∞)dy，
其中，所述L，D，a，b，a∞和b∞分别表示超声速翼型受到的升力和阻力，二维流场的速度沿x方向和y方向的分量，自由来流处的速度沿x方向和y方向的分量。
最后，基于以上结果计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数：
Figure GDA0002981763790000081
Figure GDA0002981763790000082
其中，所述Cl，Cd和V∞分别表示超声速翼型受到的升力系数，阻力系数和自由来流处的速度大小。
步骤三：基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。
首先，基于PIV测得的速度场，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，相邻两条流线在右侧边界处的间隔为PIV的网格分辨率；对于本应用场景中的定常超声速翼型绕流流场，流线与迹线重合，因此，根据流线微分方程：
Figure GDA0002981763790000083
设置时间间隔dt为10-5，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，右侧边界上相邻两条流线间隔约为0.5mm。
然后，根据相邻两条流线之间流量守恒的思想，计算出控制体右侧边界上的密度：
Figure GDA0002981763790000084
其中，ρ0，u0和Δy0分别表示控制体左侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离，ρ1，u1和Δy1分别表示控制体右侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离。
最后，假设流场处于绝热状态，则：
Figure GDA0002981763790000085
结合气体状态方程，从而得到控制体右侧边界上的压力：
p1＝ρ1RT1，
进而得到修正之后的超声速翼型的阻力系数，其中，T∞，M∞，T，p1，R和γ分别表示自由来流处的温度，自由来流处的马赫数，流场的温度，控制体右侧边界上的压力，气体常数和比热比。
为了便于比较，将流场仿真软件计算得到的两面弧形超声速翼型的升阻系数作为对照，如图7所示。通过比较可以看出，基于PIV技术的超声速翼型测力方法得到的翼型升阻系数与流场仿真软件计算得到的翼型升阻系数保持高度一致，从而验证了所述基于PIV技术的超声速翼型测力方法的正确性与可行性。
本发明实施例还提供了一种基于PIV技术的超声速翼型的测力装置，如图8所示，该装置可位于计算机内部，包括：密度和压力求解模块801、升阻系数计算模块802和阻力系数修正模块803；其中，
所述密度和压力求解模块801，用于根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；
所述升阻系数计算模块802，用于基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；
所述阻力系数修正模块803，用于基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度。
其中，所述密度和压力求解模块801根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场，为：
选取气体状态方程、热量状态方程和N-S方程作为MacCormack方法的基本方程组；将PIV测得的速度场带入上述MacCormack方法的基本方程组，并进行有限差分处理；使用MacCormack技术对所述基本方程组进行迭代求解，从而得到对应的流场密度场和压力场。
其中，所述升阻系数计算模块802基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数，为：
根据控制体方法的基本思想，将动量守恒方程整理为如下形式：
F＝-∫∫Sρ(u·n)udS+∫∫S(-pn+τ·n)dS，
其中，所述F，u，n，τ，ρ，p和S分别表示超声速翼型的力矢量，流场的速度矢量，控制体边界外法线方向上的单位矢量，粘性应力张量，流场的密度，压力和控制体边界的面积；
将上述方程进一步处理以降低PIV测量误差对超声速翼型测力的影响，得到超声速翼型的受力为：
F＝∫∫Sρ(u·n)(u∞-u)dS+∫∫S((p∞-p)n+τ·n)dS，
其中，所述u∞和p∞分别表示自由来流处的速度和压力；
基于以上结果计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数。
其中，所述阻力系数修正模块803基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度，为：
基于PIV测得的速度场，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，相邻两条流线在右侧边界处的间隔为PIV的网格分辨率；
根据相邻两条流线之间流量守恒的思想，计算出控制体右侧边界上的密度：
ρ0u0·Δy0＝ρ1u1·Δy1，
其中，ρ0，u0和Δy0分别表示控制体左侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离，ρ1，u1和Δy1分别表示控制体右侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离；
假设流场绝热并结合气体状态方程，从而得到控制体右侧边界上的压力，进而得到修正之后的超声速翼型的阻力系数。
本发明实施例中，所述密度和压力求解模块801、升阻系数计算模块802和阻力系数修正模块803均可通过计算机中的中央处理器(Central Processing Unit，CPU)、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)或可编程逻辑阵列(Field-ProgrammableGate Array，FPGA)实现。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、装置或计算机程序产品。因此，本发明可采用硬件实施例、软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(装置)和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的，应将其理解为可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框，以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理器或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图中一个流程或多个流程和/或方框图中一个方框或多个方框所指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
步骤1，根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场；
步骤2，基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数；
步骤3，基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度；
步骤2中，所述基于控制体方法和动量守恒方程，计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数，包括如下步骤：
步骤2.1，根据控制体方法，将动量守恒方程整理为如下形式：
F＝-∫∫Sρ(u·n)udS+∫∫S(-pn+τ·n)dS，
其中，所述F，u，n，τ，ρ，p和S分别表示超声速翼型的力矢量，流场的速度矢量，控制体边界外法线方向上的单位矢量，粘性应力张量，流场的密度，流场的压力和控制体边界的面积；
步骤2.2，将步骤2.1所得方程进一步处理，得到超声速翼型的受力方程为：
F＝∫∫Sρ(u·n)(u∞-u)dS+∫∫S((p∞-p)n+τ·n)dS，
其中，所述u∞和p∞分别表示自由来流处的速度矢量和压力；
步骤2.3，根据超声速翼型的受力方程得到二维流场中超声速翼型受到的升力方程和阻力方程；
步骤2.4，基于二维流场中超声速翼型受到的升力方程和阻力方程计算超声速翼型受到的升力系数和阻力系数。
2.根据权利要求1所述的基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，其特征在于，步骤1中，所述根据PIV测得的超声速流场的速度场，使用MacCormack方法计算对应的密度场和压力场，包括如下步骤：
步骤1.1，选取气体状态方程、热量状态方程和N-S方程作为MacCormack方法的基本方程组；
步骤1.2，将PIV测得的速度场带入上述MacCormack方法的基本方程组，并进行有限差分处理；
步骤1.3，使用MacCormack方法对所述基本方程组进行迭代求解，从而得到超声速流场的速度场对应的密度场和压力场。
3.根据权利要求1所述的基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，其特征在于，步骤2.3中，所述二维流场中超声速翼型受到的升力方程为：
L＝∫ρa(b-b∞)dy-∫ρb(b-b∞)dx-∫(p-p∞)dx，
超声速翼型受到的阻力方程为：
D＝∫ρa(a-a∞)dy-∫ρb(a-a∞)dx+∫(p-p∞)dy，
其中，所述L，D，a，b，a∞和b∞分别表示超声速翼型受到的升力和阻力，二维流场的速度沿x方向和y方向的分量，自由来流处的速度沿x方向和y方向的分量。
4.根据权利要求3所述的基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，其特征在于，所述超声速翼型受到的升力系数计算公式为：
Figure FDA0002981763780000021
超声速翼型受到的阻力系数计算公式为：
Figure FDA0002981763780000022
其中，所述Cl，Cd和V∞分别表示超声速翼型受到的升力系数，阻力系数，自由来流处的速度大小。
5.根据权利要求3所述的基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，其特征在于，步骤3中，所述基于流线追踪法和流量守恒定律，对阻力系数进行修正以提高其计算精度，包括如下步骤：
步骤3.1，基于PIV测得的速度场，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线，相邻两条流线在右侧边界处的间隔为PIV的网格分辨率；
步骤3.2，基于流量守恒定律，计算出控制体右侧边界上的密度；
ρ0u0·Δy0＝ρ1u1·Δy1，
则控制体右侧边界上的密度为：
Figure FDA0002981763780000031
其中，ρ0，u0和Δy0分别表示控制体左侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离，ρ1，u1和Δy1分别表示控制体右侧边界上的密度，速度在x方向上的分量和相邻两条流线之间的距离；
步骤3.3，假设超声速流场绝热并结合气体状态方程，得到控制体右侧边界上的压力；
假设流场处于绝热状态，则：
Figure FDA0002981763780000032
其中，T∞，M∞，T和γ分别表示自由来流处的温度，自由来流处的马赫数，流场的温度和比热比；
结合气体状态方程，得到控制体右侧边界上的压力：
p1＝ρ1RT1
其中，R，p1分别表示气体常数，控制体右侧边界上的压力；
步骤3.4，将控制体右侧边界上的压力和密度带入超声速翼型的阻力系数计算公式得到修正之后的超声速翼型的阻力系数。
6.根据权利要求5所述的基于PIV技术的超声速翼型的测力方法，其特征在于，步骤3.1，所述从控制体的右侧边界向左侧边界追踪出若干条流线的方法为：根据流线微分方程：
Figure FDA0002981763780000033
通过设置适当的时间间隔dt，从控制体的右侧边界向左侧边界追踪流线。
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