CN110457773A - 高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法，该试验模型在试验件的一侧设置制造激波工装，用于产生满足干扰区热环境要求的激波，该试验方法通过试验模型参数设计、试验状态参数设计及覆盖性计算，获得满足考核要求的试验模型和试验状态。本发明解决了由于风洞能力限制导致传统的前缘电弧风洞考核试验对于飞行条件覆盖性不足问题，利用制造激波的方式实现了高速飞行器前缘干扰区的电弧风洞考核。使用本试验方法，实现了对高速飞行器前缘干扰区高热流、高压力和大温度梯度的考核，为飞行器结构方案提供支撑。

Description

高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法

技术领域

本发明属于电弧风洞试验技术领域，具体涉及一种利用制造激波的方式进行前缘电弧风洞试验模型及方法。

背景技术

现代高速飞行器外形越来越复杂，产生了非常复杂的激波干扰流动现象。飞行器高速飞行时，前体激波与发动机唇口前缘或翼舵前缘产生的弓形激波发生强烈的相互作用，存在复杂的三维激波/激波干扰，在作用附近壁面区域形成高温高压区域，对飞行器产生严重的烧蚀影响。

发动机唇口前缘、翼舵前缘等部位是飞行器受热最严酷的部位，温度梯度大，热应力影响大。对于高温及大温度梯度的前缘，由于受到激波干扰的影响，局部干扰区的热流和压力都非常严酷。现有前缘类电弧风洞试验，直接将试验件置于电弧风洞模拟的流场中，由于风洞试验受功率、弧室压力等能力制约，不能提供满足前缘干扰区试验要求的热环境，因此，传统的前缘类电弧风洞试验无法模拟前缘干扰区的热环境。因此，如何综合考虑模拟耐高温性、抗氧化性和抗冲刷性等因素，实现前缘干扰区材料的合理考核，给地面试验研究提出了新的挑战。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种利用激波/激波干扰进行电弧风洞考核试验模型及方法，克服了由于电弧风洞能力限制导致的传统前缘电弧风洞考核试验覆盖性不足问题，实现了飞行条件下前缘干扰区高压力、热流和剪切力的考核，实现高速飞行器干扰区前缘电弧风洞考核的真实性和覆盖性。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案如下：

本发明提供了一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型，包括制造激波工装、试验件和连接机构，制造激波工装为尖楔结构，设置在试验件的一侧，制造激波工装和试验件通过连接机构固定在风洞中。

进一步的，所述制造激波工装前缘半径R的范围为5mm≤R≤30mm，半楔角θ的范围为10°≤θ≤40°，制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L的范围为5mm≤L≤50mm。

本发明还提供了一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法，包括如下步骤：

S1、设计制造激波干扰的试验模型：

试验件前缘半径与弹体局部外形相同，设定一组制造激波工装外形参数，包括前缘半径R、半楔角θ、以及制造激波工装前缘与试验件的距离L，计算在制造激波工装作用下试验件前缘激波干扰区的热流峰值；

S2、设计制造激波干扰的电弧风洞试验状态：

S2.1、确定喷管出口马赫数

S2.2、确定试验条件状态参数

确定试验台阶数目：根据飞行条件的热环境特点确定台阶的数目和每个台阶的时间；

确定试验状态参数：初步设定一组试验条件状态参数，包括加热时间、来流总焓、驻点压力；

S2.3、验证试验状态的覆盖性

将S1中获得的试验模型按照S2.1、S2.2确定的试验状态，采用数值方法计算试验件的热环境，判断试验件气动热是否满足飞行条件的覆盖性要求，满足覆盖性要求，则转入S3，若不满足覆盖性要求，则转入S1，重新设定制造激波工装参数、试验状态参数；

S3、根据S2确定的电弧风洞试验状态进行电弧风洞试验。

进一步的，所述步骤S1中，制造激波工装前缘半径R的范围为5mm≤R≤30mm；制造激波工装半楔角θ的范围为10°≤θ≤40°；制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L的范围为5mm≤L≤50mm。

进一步的，所述步骤S2.1中，风洞喷管出口马赫数Ma计算方法如下：

其中，A为喷管出口面积，A*为喷管喉道面积，γ为比热比。

进一步的，所述步骤S2.3中，覆盖性要求为试验件干扰区的温度、来流总焓、压力、热流、剪切力、加热时间不小于飞行条件前缘干扰区的温度、压力、剪切力、加热时间。

本发明的有益效果：

(1)本发明提出了一种电弧风洞试验模型，采用飞行器局部结构作为试验件，减小试验件体积，同时采用制造激波工装为试验件提供激波/激波干扰，使制造激波工装产生的激波与试验件前缘激波产生的干扰区满足飞行条件前缘干扰区的热环境要求，解决传统前缘电弧风洞考核试验覆盖性不足问题。

(2)本发明还提供了一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法，通过迭代计算进行制造激波工装、试验状态的参数优化设计，避免了前缘干扰区的欠考核或者过考核，提高了前缘干扰区电弧风洞考核试验的真实性和覆盖性。

(3)本发明电弧风洞考核试验方法采用数值计算验证试验模型和试验状态的覆盖性能力，具有试验方案简单有效、电弧风洞能力限制下前缘模拟的热环境更高、地面试验激波干扰建立的天地相似的流场结构模拟真实度高等优点。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中试验模型示意图；

图2为本发明实施例中试验件和制造激波工装示意图；

图3为本发明一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法流程图；

其中，上述附图包括以下附图标记：

1为喷管、2为制造激波工装，3为试验件，4为连接机构；R表示制造激波工装前缘半径，θ表示制造激波工装半楔角，L表示制造激波工装前缘与试验件的距离。

具体实施方式

针对尖锐前缘试验应满足耐高温、抗氧化、抗冲刷性的要求，电弧风洞试验中需模拟热流、压力、壁面剪切力、温度、来流总焓、加热时间等参数，为了实现试验件壁面剪切力、温度的模拟，本发明提出了制造激波的方式开展前缘类考核试验，通过地面试验实现飞行条件下前缘干扰区局部高压力、热流和剪切力的真实模拟，解决了传统前缘电弧风洞考核试验无法真实覆盖飞行条件干扰区气动热的难题。

本发明中进行电弧风洞考核的试验模型如图1、2所示，包括制造激波工装2、试验件3和连接机构4，制造激波工装2为尖楔结构，设置在试验件3的一侧用于产生满足干扰区热环境要求的激波，制造激波工装2和试验件3通过连接机构4固定在风洞中。

本发明提供的一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法，如图3所示，包括以下步骤：

步骤1，设计制造激波干扰的试验模型；

试验件前缘半径与飞行器局部外形相同，同时对制造激波工装外形的前缘半径R、半楔角θ、以及制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L设定一组参数。通过数值计算，获得在制造激波工装作用下试验件前缘激波干扰区的热流峰值。

热流峰值计算方法可参见“傅德熏，计算空气动力学，中国宇航出版社”，一般计算得到的热流峰值要尽量接近飞行条件下试验件前缘激波干扰区的热流峰值。

制造激波工装的外形参数可以采用如下原则设计：

(1)制造激波工装前缘半径R的设计原则：

a)制造激波工装前缘半径越小，脱体距离越小，激波干扰区距试验件边缘太近，试验件材料边缘效应会影响试验结果。

b)由于风洞能力和喷管尺寸的限制，前缘半径过大会影响风洞的堵塞度，风洞流场堵塞度要求见GJB 2987-1997第4.1.3节。

制造激波工装前缘半径R应满足：5mm≤R≤30mm。

(2)制造激波工装半楔角θ的设计原则：

当制造激波工装的半楔角小于其产生斜激波的最大压缩角时，随着半楔角的增加，激波强度增加，但激波角也随之增加。激波/激波干扰区(指制造激波工装产生的激波与试验件前缘激波的干扰区)的峰值热流与激波强度和激波角均相关，而并非随着半楔角的增加而单调增加。

制造激波工装半楔角θ应满足：10°≤θ≤40°。

(3)制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L设计原则：

a)制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L不宜太小，试验件前缘激波与制造激波工装前缘弓形激波相交，由于相交角度过大而导致的干扰区热流峰值不高。因此，此距离要保证试验件前缘激波和工装斜激波相交。

b)制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L不宜过大，长度越大，流场衰减越厉害。

制造激波工装前缘与试验件的距离L应满足：5mm≤L≤50mm。

步骤2，设计制造激波干扰的电弧风洞试验状态；

步骤2.1确定喷管出口马赫数

计算风洞喷管出口马赫数Ma：

其中，A为喷管出口面积，A^*为喷管喉道面积，γ为比热比。

试验喷管及试验模型摆放位置需确保试验模型满足风洞流场堵塞度要求、试验模型主要考核部位处于流场均匀区内。试验喷管出口马赫数应尽量接近飞行条件马赫数。

步骤2.2确定试验条件状态参数

步骤2.2.1确定试验台阶数目

用有限个台阶的形式模拟飞行条件沿弹道的热环境，根据飞行条件的热环境特点确定台阶的数目和每个台阶的时间。

步骤2.2.2确定试验状态参数

按每个台阶加热时间、来流总焓、驻点压力与飞行条件一致原则，初步设定一组试验条件状态参数。试验条件状态参数应至少包括：加热时间、来流总焓、驻点压力。

根据试验状态参数加热时间、来流总焓、驻点压力，计算电弧风洞的喷管出口来流总压、喷管出口质量流量、风洞来流质量流量、试验时间内总气量等参数满足如下条件：

喷管出口来流总压P_0，test≤混合室最大许可压力P_mix；

式中n为台阶总数，i＝1···n，Δt_i为第i个台阶的加热时间，为第i个台阶的质量流量。

步骤2.3验证试验状态的覆盖性

将步骤1中获得的试验模型按照步骤2.1、2.2确定的试验状态，采用数值方法计算试验件的热环境，验证此时试验件气动热对飞行条件的覆盖性，确保试验件干扰区在试验条件下的各模拟参数对飞行条件的覆盖性满足要求。如果试验件气动热满足覆盖性要求，则转入步骤3，若不满足覆盖性要求，则转入步骤1，重新设定制造激波工装参数、试验状态参数。

覆盖性要求：考核试验须确保前缘激波/激波干扰区位置的温度、来流总焓、压力、热流、剪切力、加热时间不小于飞行条件前缘干扰区的温度、压力、剪切力、加热时间。

步骤3，根据步骤2确定的电弧风洞试验状态进行电弧风洞试验。

以下通过具体实例和附图来详细说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法，通过以下步骤实现：

步骤1，设计制造激波干扰的试验模型；

试验件前缘半径与飞行器外形相同，本实施例中前缘半径3mm。同时设定制造工装前缘半径R为10mm、半楔角θ为25°、制造激波工装前缘与试验件的距离L为30mm。开展试验件气动热数值计算，获得在制造激波工装作用下试验件前缘激波干扰区热流峰值。

本实施例中，通过计算，确定R为10mm时，试验件激波干扰区距离边缘20mm，不会受结构边缘效应的影响，试验模型堵塞度为0.35，满足风洞堵塞度小于0.4的要求。同时根据制造激波工装的外形参数的设计原则，半楔角25°时，试验件干扰区的干扰热流峰值相对较大，因此，确认制造激波工装半楔角θ为25°。本实施例中电弧风洞出口为Φ150mm,均匀区大概为Φ120mm，根据流场均匀区的要求和电弧风洞流场的衰减情况，确定制造激波工装前缘与试验件的距离L为30mm。

步骤2，设计制造激波干扰的电弧风洞试验状态；

步骤2.1确定喷管出口马赫数

本实施例中，采用锥形喷管的喉道直径38mm，喷管出口直径150mm，确定风洞喷管出口Ma为4.2。

步骤2.2确定试验条件状态参数

步骤2.2.1确定试验台阶数目

用有限个台阶的形式模拟飞行条件沿弹道的热环境，根据飞行条件的热环境特点，分为飞行爬升段、巡航段和俯冲段三个台阶，每个台阶时间对应飞行各个阶段的时间。其他实施例中，可根据飞行条件的热环境特点具体划分。

步骤2.2.2确定试验状态参数

按每个台阶来流总焓、驻点压力与飞行条件一致原则，初步确定试验条件状态参数。试验条件状态参数应至少包括：加热时间、来流总焓、驻点压力。本实施例中试验条件如表1所示。

表1

	加热时间t(s)	来流总焓Hs(kJ/kg)	驻点压力Ps(MPa)
				台阶一	50	1000	0.1
台阶二	200	1500	0.3
				台阶三	50	1000	0.1

通过计算，电弧风洞的喷管出口来流总压、喷管出口质量流量、风洞来流质量流量、试验时间内总气量等参数在电弧风洞测试能力范围内。

步骤2.3验证试验状态的覆盖性

采用前述试验模型和试验状态计算试验件的热环境，验证试验件气动热对飞行条件的覆盖性，确保试验件前缘激波/激波干扰区试验条件下的各模拟参数对飞行条件的覆盖性满足要求。

针对试验状态和飞行条件分别开展传热计算，获得试验和飞行条件下前缘干扰区的温度，满足T_n(试验)≥T_n(飞行)(n＝1,2,3)

通过数值计算分别获得试验件前缘激波/激波干扰区试验条件下的来流总焓、干扰区压力、干扰区热流和剪切力，满足下式：

来流总焓Hs_n(试验)≥Hs_n(飞行)(n＝1,2,3)

干扰区热流Qs_n(试验)≥Qs_n(飞行)(n＝1,2,3)

干扰区压力Ps_n(试验)≥Ps_n(飞行)(n＝1,2,3)

干扰区剪切力τ_n(试验)≥τ_n(飞行)(n＝1,2,3)

同时设定的加热时间也不小于飞行条件加热时间。即采用本实施例中试验模型和试验状态时，试验件气动热满足飞行条件的覆盖性要求，进入步骤3。

步骤3，根据步骤2确定的电弧风洞试验状态进行电弧风洞试验。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (6)

1.一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型，其特征在于，包括制造激波工装、试验件和连接机构，制造激波工装为尖楔结构，设置在试验件的一侧，制造激波工装和试验件通过连接机构固定在风洞中。

2.根据权利要求1所述的电弧风洞考核试验模型，其特征在于，所述制造激波工装前缘半径R的范围为5mm≤R≤30mm，半楔角θ的范围为10°≤θ≤40°，制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L的范围为5mm≤L≤50mm。

3.一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、设计制造激波干扰的试验模型：

试验件前缘半径与弹体局部外形相同，设定一组制造激波工装外形参数，包括前缘半径R、半楔角θ、以及制造激波工装前缘与试验件的距离L，计算在制造激波工装作用下试验件前缘激波干扰区的热流峰值；

S2、设计制造激波干扰的电弧风洞试验状态：

S2.1、确定喷管出口马赫数

S2.2、确定试验条件状态参数

确定试验台阶数目：根据飞行条件的热环境特点确定台阶的数目和每个台阶的时间；

确定试验状态参数：初步设定一组试验条件状态参数，包括加热时间、来流总焓、驻点压力；

S2.3、验证试验状态的覆盖性

将S1中获得的试验模型按照S2.1、S2.2确定的试验状态，采用数值方法计算试验件的热环境，判断试验件气动热是否满足飞行条件的覆盖性要求，满足覆盖性要求，则转入S3，若不满足覆盖性要求，则转入S1，重新设定制造激波工装参数、试验状态参数；

S3、根据S2确定的电弧风洞试验状态进行电弧风洞试验。

4.根据权利要求3所述的电弧风洞考核试验方法，其特征在于，所述步骤S1中，制造激波工装前缘半径R的范围为5mm≤R≤30mm；制造激波工装半楔角θ的范围为10°≤θ≤40°；制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L的范围为5mm≤L≤50mm。

5.根据权利要求3所述的电弧风洞考核试验方法，其特征在于，所述步骤S2.1中，风洞喷管出口马赫数Ma计算方法如下：

其中，A为喷管出口面积，A*为喷管喉道面积，γ为比热比。

6.根据权利要求3所述的电弧风洞考核试验方法，其特征在于，所述步骤S2.3中，覆盖性要求为试验件干扰区的温度、来流总焓、压力、热流、剪切力、加热时间不小于飞行条件前缘干扰区的温度、压力、剪切力、加热时间。