CN108195553A - 一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置，由转接支杆(1)和过渡支杆(2)组成的模型连接机构(3)；和由测压板(4)、底板连接板(5)和滑块(6)组成的压力测量机构(7)组成，所述测压板(4)由整流板(8)、测压板主体(9)、测压板盖板(10)、连接块(11)、连接板(12)和测压孔(13)组成。本发明的装置能大幅降低风洞下壁面边界层效应对测量数据的影响，测量马赫数范围广，试验效率大幅提升，同时能够避免探针测量方式中探针等装置移动对风洞流场的干扰。

Description

一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种适用于高速风洞中进行超声速飞行器声爆特征试验的风洞试验测量装置。
背景技术
声爆是一种非线性气动声学现象。当飞机做超声速飞行时，其机鼻、机翼、尾翼等均会产生激波；另一方面，由于机身外形变化，激波之间会存在膨胀波系。这两种波系相互作用在增加了飞机近场流场复杂性的同时，产生的压力扰动随飞机一起运动即成为声爆的声源。由于该声源发出的声波具有巨大幅值，在大气层里经过一定距离衰减之后仍会对飞行通过的区域带来严重的噪声污染，引起人焦躁不安的情绪，甚至造成建筑物的损坏。美国联邦航空局(FAA)制定的《联邦航空条例》(FAR)91部817条款，不允许商用飞机或私人飞机在美国的陆地上空进行超音速飞行，其他国家和地区的民航管理机构也制定了类似的法规，目的是避免声爆对居民的影响。
声爆特征的风洞试验技术主要为空间压力测量技术。在离模型一定距离处，测量来流静压与模型产生的弓形激波波后静压之差，此压差通常称之为声爆超压或声爆强度。地面风洞试验的目的在于研究影响声爆特征的因素，降低声爆强度的方法以及测量各种外形的飞机模型在不同条件下产生的声爆强度。除此之外，试验研究还可以为声爆预测的耦合算法提供所必需的准确的近场压力特征。传统测量声爆特征的试验装置主要有三种，分别为：①采用反射平板上的静压测量超压；②采用固定的静压(或总压)探头测量超压；③采用可以动的静压(或总压)探头测量超压。第一种测量方法由于反射平板上的边界层与激波之间的干扰，影响压力测量的准度，目前已很少使用。现多用压力探头测量声爆超压，其中，又以可移动的压力探头用的更为普遍。与固定探头比较，可移动探头减少了由于探头移动，探头支撑不同所带来的系统误差。但是无论采用何种运动测量方式，一方面在探头或模型的运动过程中都会给空间流场造成很大的干扰误差，既影响风洞流场品质也影响数据测量精度；另一方面这种测量方式采用的是单点测量方法，测量效率较低。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一套超声速飞行器声爆特征风洞试验测量装置，能高效准确地提供超声速飞行器下方指定位置声爆特征。
考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：
一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置，由两部分组成，一是由转接支杆1和过渡支杆2组成的模型连接机构3；二是由测压板4、底板连接板5和滑块6组成的压力测量机构7，所述测压板4由整流板8、测压板主体9、测压板盖板10、连接块11、连接板12和测压孔13组成；
其中，模型连接机构3一端为转接支杆1，另一端为过渡支杆2，试验时，将模型连接机构3的转接支杆1与超声速风洞的支撑机构连接，转接支杆1作为与支撑机构之间的转接头，超声速飞行器正面朝上，压力测量机构7固定在超声速风洞的试验段的下壁板14上；
压力测量机构7由测压板4、底板连接板5和滑块6组成，压力测量机构7固定在超声速风洞的试验段的下壁板14上，通过底板连接板5与超声速风洞的试验段的下壁板14连接，或直接使用底板连接板5替换超声速风洞的试验段的下壁板14的可拆卸部分，然后使用螺钉固定；测压板4为可移动式，上表面无反射，配合不同尺寸滑块6的适当组合来改变测压板4超声速飞行器的相对位置，以增大压力测量机构7的适用马赫数范围；
测压板4由整流板8、测压板主体9、测压板盖板10、连接块11、连接板12和测压孔13组成，测压板主体9和整流板8通过连接块11和连接板12与底板连接板5连接，固定方式为螺钉连接，测压板4由两块尺寸不同的整流板8组成，分别位于测压板主体9的前端和后端，主要作用是减小测压板4本身产生的激波的强度，由于测压板主体9上表面边界层与激波之间的相互干扰，会影响到压力测量的准度，测压板4需要预先通过CFD手段估算出干扰值，而且整流板8长度和角度均需要优化处理以克服激波辐射问题，测压板主体9上表面需布置一定数量的测压孔13，测压孔13间距为4mm-6mm，测压孔13内设有测压探针，测压探针通过软管与压力传感器连接以测得测压孔13所在位置的压力，测压板盖板10位于测压板4外侧，覆盖住软管和连接螺钉，保证测压板4表面的光滑性。
其特征在于，为获得更大的超声速飞行器与测量装置间的距离，转接支杆1能使用带一定角度的折线型支杆作为替代。
有益效果：
1.大幅降低风洞下壁面边界层效应对测量数据的影响；
2.通过可移动滑块调节，测量马赫数范围广；
3.避免探针测量方式中探针等装置移动对风洞流场的干扰；
4.试验效率大幅提升，可同时测量得到所有待测位置数据。
附图说明
图1是本发明的一种实施例结构图；
图2是模型连接机构结构图；
图3是压力测量机构结构图。
其中，1-转接支杆/带角度折线型支杆、2-过渡支杆、3-模型连接机构、4-测压板、5-底板连接板、6-滑块、7-压力测量机构、8-整流板、9-测压板主体、10-测压板盖板、11-连接块、12-连接板、13-测压孔、14-风洞试验段的下壁板。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
结合附图1、2和3，给出以下实施例，对本发明的技术方案做进一步说明。
本发明的在高速风洞中实现超声速飞行器声爆特征测量的装置，该装置主要由两部分组成，一是由转接支杆[1]和过渡支杆[2]组成的模型连接机构[3]；二是由测压板[4]、底板连接板[5]和滑块[6]组成的压力测量机构[7]，其中测压板[4]的组成包括整流板[8]、测压板主体[9]、测压板盖板[10]、连接板[12]和测压孔[13]。
参见附图1-2，本发明应用于某高速风洞开展声爆特征测量试验。模型连接机构[3]由转接支杆[1]和过渡支杆[2]组成。试验时，将模型与超声速风洞的支撑机构连接，超声速飞行器正面朝上，压力测量机构[7]固定在试验段下壁板[14]。模型固定在试验段前部区域。模型通过转接支杆[1]和一个长578mm的过渡支杆[2]与风洞模型支撑机构连接，模型连接机构[3]全长1532mm。
压力测量机构[7]由测压板[4]、底板连接板[5]和滑块[6]组成。压力测量机构[7]安装在试验模型下游的壁板上，通过底板连接板[5]与风洞下壁板连接。本实施例中，风洞下壁板本身存在可拆卸部分，则直接使用底板连接板[5]替换下壁板可拆卸部分，然后使用螺钉固定，底板连接板[5]尺寸为1230mm×235mm。测压板[4]的设计要求为上表面无反射，完全不影响测量结果。为了提大压力测量机构[7]的适用马赫数范围，测压板[4]设计为可移动式，配合11块10mm-90mm尺寸不等的滑块[6]来改变测压板在风洞中的相对位置。
测压板[4]由整流板[8]、测压板主体[9]、测压板盖板[10]、连接块[11]、连接板[12]和测压孔[13]组成。测压板主体[9]和整流板[8]通过连接块[11]和连接板[12]与底板连接板[5]连接，固定方式为螺钉连接。测压板[4]由2块尺寸不同的整流板[8]组成，分别位于测压板主体[9]的前端和后端，主要作用是减小测压板[4]本身产生的激波的强度，本实施例中前后整流板[8]分别为50mm和100mm。为了避免试验时风洞下壁面的激波反射影响空间压力的测量，本实施例中测压板[4]高343mm。测压板主体[9]上表面需布置一定数量的测压孔[13]，测压孔[13]内的测压探针通过软管与压力传感器连接以测量得到所需试验数据。本实施例中测压板[4]全长750mm。其中测压部分600mm，上表面共布置149个测压孔[13]，测压孔[13]直径为1.5mm，间隔4mm。测压板盖板[10]的主要作用是保证测压板[4]表面的光滑性，所有压力软管和部分连接螺钉均位于测压板盖板[10]内侧。

Claims (2)

1.一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置，由两部分组成，一是由转接支杆(1)和过渡支杆(2)组成的模型连接机构(3)；二是由测压板(4)、底板连接板(5)和滑块(6)组成的压力测量机构(7)，所述测压板(4)由整流板(8)、测压板主体(9)、测压板盖板(10)、连接块(11)、连接板(12)和测压孔(13)组成；
其中，模型连接机构(3)一端为转接支杆(1)，另一端为过渡支杆(2)，试验时，将模型连接机构3的转接支杆(1)与超声速风洞的支撑机构连接，转接支杆(1)作为与支撑机构之间的转接头，超声速飞行器正面朝上，压力测量机构(7)固定在超声速风洞的试验段的下壁板(14)上；
压力测量机构(7)由测压板(4)、底板连接板(5)和滑块(6)组成，压力测量机构(7)固定在超声速风洞的试验段的下壁板(14)上，通过底板连接板5与超声速风洞的试验段的下壁板(14)连接，或直接使用底板连接板(5)替换超声速风洞的试验段的下壁板(14)的可拆卸部分，然后使用螺钉固定；测压板(4)为可移动式，上表面无反射，配合不同尺寸滑块6的适当组合来改变测压板(4)超声速飞行器的相对位置，以增大压力测量机构7的适用马赫数范围；
测压板(4)由整流板(8)、测压板主体(9)、测压板盖板(10)、连接块(11)、连接板(12)和测压孔(13)组成，测压板主体(9)和整流板(8)通过连接块(11)和连接板(12)与底板连接板(5)连接，固定方式为螺钉连接，测压板(4)由两块尺寸不同的整流板(8)组成，分别位于测压板主体(9)的前端和后端，主要作用是减小测压板(4)本身产生的激波的强度，由于测压板主体(9)上表面边界层与激波之间的相互干扰，会影响到压力测量的准度，测压板(4)需要预先通过CFD手段估算出干扰值，而且整流板(8)长度和角度均需要优化处理以克服激波辐射问题，测压板主体(9)上表面需布置一定数量的测压孔(13)，测压孔(13)间距为4mm-6mm，测压孔(13)内设有测压探针，测压探针通过软管与压力传感器连接以测得测压孔(13)所在位置的压力，测压板盖板(10)位于测压板(4)外侧，覆盖住软管和连接螺钉，保证测压板(4)表面的光滑性。
2.如权利要求1所述的一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置，其特征在于，为获得更大的超声速飞行器与测量装置间的距离，转接支杆(1)能使用带一定角度的折线型支杆作为替代。
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