CN109883644B - 一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用，目的在于解决目前国内、外获得孔壁Darcy系数主要通过试验模型的比较测量法获得，但该方法仅能得到特定模型、单一壁板形式的Darcy系数，无法评估模型堵塞变化引起的孔壁附面层改变影响，而且测量结果包含了不同车次、模型带来的偏差，结果准度较低的问题。本发明提供的是一种常规跨声速风洞孔壁Darcy系数测量的试验方法，及其在亚、跨声速开孔风洞中的应用。本发明能获得不同马赫数，不同模型攻角状态的Darcy系数，而孔壁附面层特性、试验运行雷诺数等影响均包含在Darcy系数与模型升力系数的关系之中。该方法适用于马赫数小于0.95的亚、跨声速运行范围，限制条件为模型升力面未发生大面积流动分离。

Description

一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用

技术领域

本发明涉及风洞领域，尤其是试验流体力学领域，具体为一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用。更具体地，本发明提供的是一种获得常规跨声速风洞试验段孔壁Darcy系数的试验测量及数据处理方法。

背景技术

风洞是提供飞行器气动特性数据的最重要的地面模拟设备，而准确可靠的风洞试验数据是飞行器气动性能分析、改进的基础。然而，目前风洞试验还不能完全模拟大气中的飞行条件；其中，洞壁干扰是重要影响因素之一。因此，风洞试验数据要用于飞行器设计，必须进行洞壁干扰修正。

有鉴于此，国内、国外先进试验机构均建立了洞壁干扰实时修正系统，通过求解可压缩位流方程获得洞壁干扰量，具有物理概念清晰、计算快速的优点，可用于洞壁干扰实时修正和试验方案设计阶段洞壁干扰特性评估工作。但该方法应用的前提是准确的定解(边界)条件。

对于实壁和开口风洞，定解条件容易给出。但对于跨声速开孔风洞，定解条件必须包含壁板穿孔流动特性。因此，跨声速试验洞壁干扰修正准度强烈依赖于穿孔流动特性参数的准确性。

孔壁Darcy系数主要取决于开孔结构参数和试验运行状态，强烈依赖于具体的风洞设备，不仅随孔壁的开孔分布、开闭比、孔径、壁厚等几何参数变化，而且随马赫数、雷诺数、附面层厚度以及孔壁附近的方向角而变化，而方向角和模型的形状、大小、姿态以及与模型的距离有关(如图1所示)。不同孔壁区域横向流动方向、速度差异明显，目前仍无法利用数值模拟方法实现孔壁的直接模拟。当前，国内、国外获得孔壁Darcy系数主要通过试验模型的比较测量法获得，但该方法仅能得到特定模型、单一壁板形式的特性参数，无法评估模型堵塞变化引起的孔壁附面层改变影响，而且测量结果包含了不同车次、模型带来的偏差，结果准度较低。

准确获得孔壁穿流特性参数是评估和修正洞壁干扰的基础，也是风洞设计和试验者一直面临的重要挑战。其对于指导国内跨声速风洞试验段孔壁设计，提高风洞试验数据精准度和质量，服务高性能飞行器设计，具有重要的工程应用价值。

为此，迫切需要一种新的方法和/或装置，以解决上述问题。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对目前国内、外获得Darcy系数主要通过试验模型的比较测量法获得，但该方法仅能得到特定模型、单一壁板形式的特性参数，无法评估模型堵塞变化引起的孔壁附面层改变影响，而且测量结果包含了不同车次、模型带来的偏差，结果准度较低的问题，提供一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用。本发明提供的是一种常规跨声速Darcy系数测量的试验方法，及其在亚、跨声速开孔风洞中的应用。基于本发明，能获得不同马赫数，不同模型攻角状态的Darcy系数，而孔壁附面层特性、试验运行雷诺数等影响均包含在Darcy系数与模型升力系数C_L的关系之中。该方法适用于马赫数小于0.95的亚、跨声速运行范围，限制条件为模型升力面未发生大面积流动分离。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种获得孔壁Darcy系数的试验方法，包括如下步骤：

(1)在某一马赫数M_∞和雷诺数Re_∞条件下，进行模型变攻角测力试验；

(2)实时测量获得不同模型升力条件下的近壁区域方向角δ和静压值p；

(3)基于步骤2)的测量结果和风洞运行参数，根据公式(1)计算获得近壁区域孔壁静动压比γ；

γ＝(p-p_∞)/q_∞ (1)

(4)对步骤3)得到的测量结果的离散点进行多项式拟合，获得下述关系式：

δ＝F₀+F₁×C_L+F₂×C_L ² (2)

γ＝G₀+G₁×C_L+G₂×C_L ² (3)

(5)Darcy系数为δ～γ曲线斜率的2倍，因此：

(6)结合公式(2)、(3)、(4)，得到：

上述公式中，F₀、F₁、F₂依次为多项式拟合的截距、一次项、二次项系数，对于同一模型和相同的试验运行条件，这三个系数均为常数；

上述公式中，G₀、G₁、G₂依次为多项式拟合的截距、一次项、二次项系数，对于同一模型和相同的试验运行条件，这三个系数均为常数。

前述试验方法在马赫数小于0.95的亚、跨声速风洞模型中的应用。

限制条件为模型升力面未发生大面积流动分离。

前述公式中，p为孔壁压力值，p_∞为来流静压值，q_∞为来流动压，δ为近壁区域的方向角，γ为孔壁静动压比。

如前所述，目前使用的Darcy系数主要通过试验模型的比较测量法获得，不同运行车次间误差，模型外形偏差等对测量结果有明显影响，成本高，效率低。发明人分析后认为，出现上述问题的主要原因包括以下几个方面：第一，不同缩比模型加工偏差影响；第二，不同运行车次条件影响；第三，未考虑模型升力对孔壁附面层的影响。

考虑到大飞机试验模型具有高升力线斜率的特点，在模型姿态变化时，升力变化较大，对孔壁附面层厚度和穿孔流动方向有较大影响。因此，可以通过设置在试验段上孔壁或下孔壁的单点测量装置，在不同模型升力状态时，实时测量孔壁流动特性，主要包括近孔壁区域的方向角和该点处的气流静压值，并都写成对模型升力的多项式函数，进而利用全微分方法，获得不同模型升力对应的Darcy系数。本发明的方法能在模型测力试验的同时，仅利用一次运行车次获得孔壁流动特性参数(即准确测量近孔壁区域的穿孔流动特征量)，可以避免不同运行车次间的误差，并实时获得孔壁附面层变化后的Darcy系数。

采用上述方法，本申请能在一次车内获得当前风洞运行条件下的孔壁流动特性参数。由于采用微分法计算，与差量法类似，数据的绝对值对计算结果无影响，主要影响量为模型不同升力条件下的差量，因此，能消除测试装置的安装误差、零点漂移等系统差量，有效提升测量结果的准确性。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为试验段壁板穿孔流动速度矢量分布图。

图2为法国S2风洞确定孔壁穿流特性参数的比较测量法示意图。

图3为近壁耙的俯视图。

图4为典型状态孔壁近壁处方向角测量结果。

图5为典型状态孔壁近壁处静压值测量结果。

图6为实施例1中典型状态Darcy系数计算结果图。

图7为近壁耙与孔壁结合的示意图。

图8为探针与近壁耙结合的示意图。

图中标记：1、常规缩比模型；2、孔壁试验段；3、常规缩比模型；4、实壁试验段；5、孔壁试验段；6、参考小缩比模型；7、常规缩比模型；8、大尺寸试验段；11、头锥；12、耙体；13、探针安装孔；14、测压管固定螺钉；15、固定螺孔；16、探针顶紧螺钉；17、斜垫块；18、固定螺钉；19、斜孔壁板。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

为了更好地理解本发明相对于现有技术所做出的改进，在对本发明的具体实施方式进行详细说明之前，先对背景部分所提到的现有技术结合附图加以说明。

图2示出了法国S2风洞孔壁穿流特性参数的测量方法示意图(图2中，从左至右依次为：待确定、实壁参考、小模型参考、大风洞参考。图中的标记如下：1、常规缩比模型，2、孔壁试验段，3、常规缩比模型，4、实壁试验段，5、孔壁试验段，6、参考小缩比模型，7、常规缩比模型，8、大尺寸试验段)，该方法的重点是利用某种手段获得参考的无洞壁干扰数据，然后通过一系列人为给定的Darcy系数值对孔壁试验结果进行修正，当修正结果与无干扰数据吻合时，即认为获得了该运行条件下，对应该模型的Darcy系数。图2所示的方法包含了目前使用的三种典型的获得参考数据的方法，分别为：①实壁试验；②不同缩比的相似模型试验；③大尺寸风洞中的模型试验。

然而，前述三种典型的获取参考数据的方法都存在以下缺点：

1、成本高，获得无洞壁干扰的参考数据需要进行大量试验，在不同的风洞中均需要考虑模型支撑形式，天平布置等；不同缩比模型试验成本尤其昂贵，一组模型的加工、试验工作量都是非常可观的；

2、误差大，不同风洞支撑机构存在差异，试验运行雷诺数、壁面附面层状态以及噪声湍流度等动态指标均存在较大差异，均给试验结果带来较大的误差；而不同模型缩比试验中还会引入模型加工误差、雷诺数差异以及缩比不同带来的支架干扰差异等；

3、通用性差，由于上述几种比较测量法的工作量都比较大，一般只对少数几个典型模型进行比较测量，其他模型试验时直接使用大小、形状与其相近的典型模型对应的通气参数值；同时，当风洞马赫数、雷诺数等运行参数变化，以及洞体条件发生改变时，均需要重新测量，不具备通用性。

本发明就是针对以上问题做出的改进，下面结合实例对具体实施方式做出详细说明。

本例中采用的近壁耙结构如图3、图7、图8所示，试验前根据壁板斜孔尺寸确定探针的安装位置。本实施例中，斜孔直径为12mm，探针安装在探针轴线距壁面4倍孔径位置，即48mm位置处，探针前端正对风洞来流，以避免孔壁穿流对测试结果的影响。试验中，在模型测力试验的同时，获得测点位置的静压值和方向角，然后利用微分法(差量法)计算得到Darcy系数。

具体步骤如下。

1、安装探针

将探针安装在近壁耙上，利用探针顶紧螺钉6将其紧固。本实施例采用AeroProbe公司生产的静态五孔探针；根据厂家提供的校准文件，输出三个正交方向上的速度分量，以及探针头部尖点处的气流总压和气流静压。

2、安装近壁耙

利用斜垫块和拉紧螺栓将近壁耙固定在斜孔壁板上，螺栓通过壁板斜孔穿出；紧固前，测量探针头锥和尾部距试验段侧壁的位置，保证近壁耙安装准度；探针软管从近壁耙后部导出，利用测压管固定螺钉4紧固。

3、试验实施

改变试验模型攻角，获得不同的升力系数；同时利用步骤2的近壁耙实时测量孔壁法向4倍孔径位置处的流动方向和静压值。

其中，马赫数0.6时，测试结果及风洞主要运行参数见表1所示。

表1测试结果及风洞主要运行参数

4、孔壁静动压比γ计算

利用探针测量结果和风洞运行参数，计算孔壁静动压比γ；其中，γ＝(p-p_∞)/q_∞，结果见表2所示。

表2孔壁静动压比γ计算结果

模型攻角	升力系数	近壁方向角	孔壁静动压比
				-0.0063	0.0019	0.0729	0.0043
0.5122	0.0284	0.0758	-0.0019
				1.0304	0.0549	0.0722	0.0002
1.5470	0.0793	0.0709	0.0071
				2.0642	0.1048	0.0708	-0.0036
2.5823	0.1310	0.0705	-0.0074
				3.0995	0.1558	0.0702	-0.0151
3.6207	0.1852	0.0708	-0.0119
				4.1388	0.2109	0.0694	-0.0158

5、数据拟合处理

表2数据需要对可疑点进行剔除，具体如下。首先进行二项式拟合，然后计算各拟合点与实测值间的均方根偏差，计算公式如下：

上述公式(6)中，N为测点数，α_i为第i个测点的模型攻角，下标fit为拟合得到的二项式在某个攻角下的计算结果，下标exp为原始测量结果。置信概率取为95％，最大允许偏差为均方根偏差的3倍，即当|δ_fit(α_i)-δ_exp(α_i)|≥3.0×σ_δ时，认为该点应予剔除。孔壁静动压比γ的处理方法与上述保持一致。

剔除可疑点后近壁区域方向角和孔壁静动压比的散点拟合曲线如图4、图5所示，拟合结果如下：

δ＝0.073-0.0239×C_L+0.0333×C_L ² (7)，

γ＝0.0028-0.0536×C_L-0.1529×C_L ² (8)。

其中C_L为模型升力系数。

6、计算Darcy系数

基于步骤5获得的方向角和孔壁压差系数随模型升力系数的变化规律后，利用公式(5)计算得到Darcy系数。对于本例，Darcy系数如表3所示，其随模型升力系数的变化如图6所示。

表3 Darcy系数的计算结果

模型攻角	升力系数	Darcy系数
			-0.0063	0.0019	0.8776
0.5122	0.0284	0.7067
			1.0304	0.0549	0.5752
1.5470	0.0793	0.4783
			2.0642	0.1048	0.3951
2.5823	0.1310	0.3241
			3.0995	0.1558	0.2672
3.6207	0.1852	0.2098
			4.1388	0.2109	0.1669

Claims (4)

1.一种获得孔壁Darcy系数的试验方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)在某一马赫数M_∞和雷诺数Re_∞条件下，进行模型变攻角测力试验；

(2)实时测量获得不同模型升力条件下的近壁区域方向角δ和静压值p；

(3)基于步骤(2)的测量结果和风洞运行参数，计算获得近壁区域静动压比γ；

(4)对步骤(2)、(3)得到的δ、γ结果的离散点进行多项式拟合，获得下述关系式：

δ＝F₀+F₁×C_L+F₂×C_L ² (1)，

γ＝G₀+G₁×C_L+G₂×C_L ² (2)，

(5)由于孔壁Darcy系数为δ～γ曲线斜率的2倍，因此：

(6)结合公式(1)、(2)、(3)，得到：

C_L为模型升力系数；

上述公式中，F₀、F₁、F₂依次为多项式拟合的截距、一次项、二次项系数，对于同一模型和相同的试验运行条件，这三个系数均为常数；

上述公式中，G₀、G₁、G₂依次为多项式拟合的截距、一次项、二次项系数，对于同一模型和相同的试验运行条件，这三个系数均为常数。

2.根据权利要求1所述获得孔壁Darcy系数的试验方法，其特征在于，所述近壁区域静动压比γ＝(p-p_∞)/q_∞；所述p_∞为来流静压值，q_∞为来流动压值，根据风洞运行总压和运行马赫数计算获得。

3.前述权利要求1或2所述试验方法在马赫数小于0.95的亚、跨声速风洞模型中的应用。

4.根据权利要求3所述的应用，其特征在于，限制条件为模型升力面未发生大面积流动分离。

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