CN110411699A - 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 - Google Patents
用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110411699A CN110411699A CN201910685290.0A CN201910685290A CN110411699A CN 110411699 A CN110411699 A CN 110411699A CN 201910685290 A CN201910685290 A CN 201910685290A CN 110411699 A CN110411699 A CN 110411699A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- temperature sensitive
- model
- occlusion area
- experimental rig
- thermal map
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K11/00—Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00
- G01K11/20—Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00 using thermoluminescent materials
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明公开了一种用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置。该试验装置包括安装在激波风洞中的模型，模型上固定的空气舵，模型和空气舵之间留有缝隙，在模型与空气舵相对应的位置，空气舵的表面涂有温敏发光涂料，模型的表面安装有激励光信号输出探头和温敏荧光信号采集探头，激励光信号输出探头通过光纤连接激励光源，温敏荧光信号通过光纤连接光信号采集相机。本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置可实现激波风洞气动热试验中受遮挡区域的表面热流分布测量，该装置简单，易排布，不受模型大小限制，是一种能够广泛应用于各种缝隙的受遮挡区域的温敏热图试验装置和试验方法。
Description
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置。
背景技术
在高超声速气动热环境试验中，采用温敏热图试验技术获取模型表面大面积区域热流分布图像，这是一种利用温敏发光材料的光致发光特性随温度变化而变化的特点来进行模型表面温度及热流分布测量的光学测量技术。该试验技术需要将风洞试验模型表面喷涂温敏发光材料，风洞试验过程中以大功率激励光源照射模型，同时采用光信号采集相机对模型表面温敏涂料发出的荧光信号进行采集和记录，根据预标定数据将采集的模型表面光强数据转化为热流分布图像。一般来说，激励光源和光信号采集相机布置在风洞光学观察窗外，因此，对于试验模型的空气舵底部缝隙、凹坑、防热瓦缝隙等受遮挡区域，无法使用该方法获得表面热流分布。同时，由于这些受遮挡区域存在高热流，通常采用布置热流传感器来测量这些受遮挡区域热流，但是，采用热流传感器的点热流测量技术存在传感器安装空间受限、无法实现面测量等局限性，当前，亟需发展用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置。
本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特点是：所述的试验装置包括安装在激波风洞中的模型，模型上固定有空气舵，模型和空气舵之间留有缝隙，在模型与空气舵缝隙处相对应的位置，空气舵的表面涂有温敏发光涂料，模型的表面安装有激励光信号输出探头和温敏荧光信号采集探头，激励光信号输出探头通过光纤连接激励光源，温敏荧光信号通过光纤连接光信号采集相机。
所述的缝隙为铺设在模型上的防热瓦之间的缝隙。
所述的缝隙替换为模型的空气舵与模型的机身之间的缝隙。
所述的空气舵的表面上涂覆有温敏发光涂料的位置处的表面材料为碳纤维、玻璃钢或陶瓷中的一种。
所述的激励光源为紫外光源。
所述的激励光信号输出探头和温敏荧光信号采集探头的表面按照模型表面进行修型。
所述的光信号采集相机的曝光时间小于等于1ms。
本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置在模型和空气舵之间留有缝隙，空气舵的表面作为热流测试面喷涂温敏发光材料，模型的表面安装激励光信号输出探头和温敏荧光信号采集探头，激励光信号输出探头通过光纤引入激励光源照射热流测试面，温敏荧光信号采集探头采集热流测试面的发光情况并通过光纤输入光信号采集相机，进行数据处理后，实现了受遮挡区域的表面热流分布测量。
本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置中的温敏发光涂料的光致发光特性随温度变化而变化，通过计算风洞吹风前后光致发光特性的变化，可以求解出温敏发光涂料温度的变化，计算出受遮挡区域的表面热流分布。
本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置可实现激波风洞气动热试验中受遮挡区域的表面热流分布测量，该装置简单，易排布，不受模型大小限制，是一种能够广泛应用于各种缝隙的受遮挡区域的温敏热图试验装置和试验方法。
附图说明
图1为本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置示意图；
图中，1.模型，2.空气舵，3.温敏发光涂料，4.激励光源，5.激励光信号输出探头，6.温敏荧光信号采集探头，7.光信号采集相机。
具体实施方案
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1所示，本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置包括安装在激波风洞中的模型1，模型1上固定有空气舵2，模型1和空气舵2之间留有缝隙，在模型1与空气舵2缝隙处相对应的位置，空气舵2的表面涂有温敏发光涂料3，模型2的表面安装有激励光信号输出探头5和温敏荧光信号采集探头6，激励光信号输出探头5通过光纤连接激励光源4，温敏荧光信号通过光纤连接光信号采集相机7。
所述的缝隙为铺设在模型1上的防热瓦之间的缝隙。
所述的缝隙替换为模型1的空气舵2与模型1的机身之间的缝隙。
所述的空气舵2的表面上涂覆有温敏发光涂料3的位置处的表面材料为碳纤维、玻璃钢或陶瓷中的一种。
所述的激励光源4为紫外光源。
所述的激励光信号输出探头5和温敏荧光信号采集探头6的表面按照模型1表面进行修型。
所述的光信号采集相机7的曝光时间小于等于1ms。
实施例1
本实施例的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验方法包括以下步骤：
a.打开激励光源4、光信号采集相机7，激励光源4通过光纤及激励光信号输出探头5传播激励光源4的光信号并照射至空气舵2表面上涂覆有温敏发光涂料3的位置处；
b.光信号采集相机7采集空气舵2的表面图片Ⅰ；
c.运行激波风洞，温敏发光涂料3受风洞气流冲击作用，温度升高，在激励光信号的作用下激发出温敏荧光信号；
d.光信号采集相机7通过温敏荧光信号采集探头6及光纤采集温敏荧光信号，获得激波风洞运行条件下空气舵2的表面图片Ⅱ；
e.根据表面图片Ⅰ和表面图片Ⅱ的光强变化，通过光强与温度关系式，即Arrhenius关系式，计算得到风洞试验过程中温升变化，再通过温升与热流关系式获得受遮挡区域的表面热流数值。
Claims (7)
1.一种用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的试验装置包括安装在激波风洞中的模型（1），模型（1）上固定有空气舵（2），模型（1）和空气舵（2）之间留有缝隙，在模型（1）与空气舵（2）缝隙处相对应的位置，空气舵（2）的表面涂有温敏发光涂料（3），模型（2）的表面安装有激励光信号输出探头（5）和温敏荧光信号采集探头（6），激励光信号输出探头（5）通过光纤连接激励光源（4），温敏荧光信号通过光纤连接光信号采集相机（7）。
2.根据权利要求1所述的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的缝隙为铺设在模型（1）上的防热瓦之间的缝隙。
3.根据权利要求1所述的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的缝隙替换为模型（1）的空气舵（2）与模型（1）机身之间的缝隙。
4.根据权利要求1所述的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的空气舵（2）的表面上涂覆有温敏发光涂料（3）的位置处的表面材料为碳纤维、玻璃钢或陶瓷中的一种。
5.根据权利要求1所述的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的激励光源（4）为紫外光源。
6.根据权利要求1所述的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的激励光信号输出探头（5）和温敏荧光信号采集探头（6）的表面按照模型（1）表面进行修型。
7.根据权利要求1所述的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置，其特征在于：所述的光信号采集相机（7）的曝光时间小于等于1ms。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910685290.0A CN110411699A (zh) | 2019-07-27 | 2019-07-27 | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910685290.0A CN110411699A (zh) | 2019-07-27 | 2019-07-27 | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110411699A true CN110411699A (zh) | 2019-11-05 |
Family
ID=68363505
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910685290.0A Pending CN110411699A (zh) | 2019-07-27 | 2019-07-27 | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110411699A (zh) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112067241A (zh) * | 2020-08-19 | 2020-12-11 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种高焓激波风洞总温测量方法 |
| CN112504611A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-03-16 | 中国航天空气动力技术研究院 | 用于常规风洞的变姿态热图测量方法、系统及装置 |
| CN112834159A (zh) * | 2020-12-30 | 2021-05-25 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种翼舵缝隙内部及舵轴热流测量方法 |
| CN113945353A (zh) * | 2020-07-17 | 2022-01-18 | 军事科学院系统工程研究院网络信息研究所 | 基于发光材料的空气动力学测试方法 |
| CN114354124A (zh) * | 2022-03-11 | 2022-04-15 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法 |
| CN115574982A (zh) * | 2022-11-21 | 2023-01-06 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种温敏漆校准装置及校准方法 |
-
2019
- 2019-07-27 CN CN201910685290.0A patent/CN110411699A/zh active Pending
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113945353A (zh) * | 2020-07-17 | 2022-01-18 | 军事科学院系统工程研究院网络信息研究所 | 基于发光材料的空气动力学测试方法 |
| CN113945353B (zh) * | 2020-07-17 | 2024-04-23 | 军事科学院系统工程研究院网络信息研究所 | 基于发光材料的空气动力学测试方法 |
| CN112067241A (zh) * | 2020-08-19 | 2020-12-11 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种高焓激波风洞总温测量方法 |
| CN112504611A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-03-16 | 中国航天空气动力技术研究院 | 用于常规风洞的变姿态热图测量方法、系统及装置 |
| CN112834159A (zh) * | 2020-12-30 | 2021-05-25 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种翼舵缝隙内部及舵轴热流测量方法 |
| CN114354124A (zh) * | 2022-03-11 | 2022-04-15 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法 |
| CN114354124B (zh) * | 2022-03-11 | 2022-07-29 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法 |
| CN115574982A (zh) * | 2022-11-21 | 2023-01-06 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种温敏漆校准装置及校准方法 |
| CN115574982B (zh) * | 2022-11-21 | 2023-05-05 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种温敏漆校准装置及校准方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110411699A (zh) | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 | |
| CN102706529B (zh) | 超声速流场密度场的校准以及测量超声速密度场的方法 | |
| Le Sant et al. | Surface pressure measurements by using pressure-sensitive paints | |
| Fey et al. | Transition detection by temperature sensitive paint at cryogenic temperatures in the European Transonic Wind tunnel (ETW) | |
| CN105784220A (zh) | 一种提高压力敏感涂料测量精准度的方法 | |
| Watkins et al. | Measuring surface pressures on rotor blades using pressure-sensitive paint | |
| CN109084914B (zh) | 一种高温高速湍流热通量的全场测量系统及方法 | |
| Meier | New optical tools for fluid mechanics | |
| Zare-Behtash et al. | Pressure sensitive paint measurements at high Mach numbers | |
| CN103455673A (zh) | 高超声速红外导引头成像仿真系统及方法 | |
| Beck et al. | Application of temperature and pressure sensitive paints to DLR hypersonic facilities:“lessons learned” | |
| CN112945502A (zh) | 层流机翼转捩位置测量试验系统 | |
| Peng et al. | Pressure-sensitive paint with imprinted pattern for full-field endoscopic measurement using a color camera | |
| CN205844214U (zh) | 基于红外成像的涂层裂纹检缺陷检测装置 | |
| CN203365103U (zh) | 一种荧光油流摩擦力场测量装置 | |
| Nakakita et al. | Global heat transfer measurement in a hypersonic shock tunnel using temperature-sensitive paint | |
| Fey et al. | High Reynolds number transition detection by means of temperature sensitive paint | |
| Crafton et al. | Development of pressure-sensitive paint systems for low speed flows and large wind tunnels | |
| Vardaki et al. | Pressure sensitive paint measurements at the ARA transonic wind tunnel | |
| Vardaki et al. | Pressure sensitive paint measurements on the Gripen model at the ARA transonic wind tunnel | |
| Xiang et al. | Fast response PSP measurement in a hypersonic wind tunnel | |
| Allen et al. | Development of a transonic gust rig for simulation of vertical gusts on half-models | |
| CN210136052U (zh) | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 | |
| Bencic | Calibration of detection angle for full field pressure-sensitive paints measurements | |
| Norris et al. | Adapting temperature-sensitive paint technology for use in AEDC Hypervelocity Wind Tunnel 9 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |