CN110567669A - 一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置，通过获取飞行条件下翼舵缝隙热流分布、确定试验条件下翼舵缝隙高度、布置热流传感器阵列、进行风洞试验等步骤得到翼舵缝隙的热流云图分布。本发明独特的高速飞行器风洞试验模型翼舵缝隙设计准则，可以真实模拟飞行条件的缝隙流动结构，确保了翼舵缝隙热流的准确获取。

Description

一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置
技术领域
本发明涉及一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置，属于高速飞行器风洞试验技术领域。
背景技术
高速飞行器，如宇宙飞船、航天飞机、机动弹头等都存在气动翼舵控制面，为了控制面在飞行过程中转动灵活，控制面和机体之间要预留一定缝隙。这些缝隙无法完全密封，高超声速飞行过程中，飞行器表面温度很高，物面边界层内的高速热气流进入缝隙，会产生严重的缝隙流气动加热，对缝隙内壁及内部器件的热防护提出了很大的挑战。
翼舵缝隙热流的准确获取主要依靠激波风洞、常规风洞试验。翼舵缝隙内热流由分离再附流动结构引起，其典型特征为在舵轴附近极小范围缝隙内形成强热流梯度，热流分布严重不均匀，峰值热流能达到平均值的数十倍以上。目前地面风洞尺寸和来流条件有限，无法完全复现飞行条件工况。一般风洞试验采用等比缩减模型解决尺寸的问题，但是由于真实缝隙本身较小(mm量级)，等比缩减后会导致流动结构发生变化，无法模拟真实的缝隙流动结构。因此，风洞试验的翼舵模型缝隙如何设计是一个难题，目前尚无有效的设计准则。
另外，由于热流剧烈变化的区域往往集中在距舵轴毫米量级范围内，而现有的常规点测热的薄膜热流传感器的直径为2mm，片状传感器虽然测点间距可以达到1mm，但其本身宽度可达3-5mm，导致常规点测热无法精确获得翼舵缝隙复杂流动区域对流热流峰值。另外，受限于舵面的阻挡，目前常用的面测量技术包括磷光、红外等无法观测到。
目前，出现了的一些尺寸较少(尺寸小于1mm)的热流传感器，如专利ZL201310497597.0的一体化热电偶，其最小尺度可以做到0.1mm，可对缝隙热流进行精细测量。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种在风洞试验中能模拟真实的缝隙流动结构的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置。
本发明的技术解决方案：一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，通过以下步骤实现：
第一步，获取飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布；
第二步，利用第一步获得的飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布，通过公式(1)确定风洞试验状态下高速飞行器模型的翼舵缝隙高度，
其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p2-p1代表翼舵舵面两侧压差，δ飞行为飞行条件缝隙高度，δ试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度；
第三步，在第二步确定高度的高速飞行器模型翼舵缝隙处布置热流传感器阵列；
第四步，进行风洞试验，利用第三步布置的热流传感器阵列获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据；
第五步，对第四步获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。
一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量装置，包括高速飞行器模型、若干热流传感器和热流数据处理模块，
所述的高速飞行器模型的翼舵缝隙利用公式确定，其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p2-p1代表翼舵舵面两侧压差，δ飞行为飞行条件缝隙高度，δ试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度；
所述的热流传感器布置在高速飞行器模型的翼舵缝隙处，测量高速飞行器模型的翼舵缝隙处的热流数据；
所述的热流数据处理模块对高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明独特的高速飞行器风洞试验模型翼舵缝隙设计准则，可以真实模拟飞行条件的缝隙流动结构，确保了翼舵缝隙热流的准确获取；
(2)本发明采用了针对风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流阵列布置，进一步保证了翼舵缝隙热流的准确获取；
(3)本发明采用区别于传统的测点线对比的热流处理方式，对热流试验数据进行处理，得到精细的热流云图分布，为后续高速飞行器的设计奠定了基础。
附图说明
图1为本发明流程图。
具体实施方式
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
本发明如图1所示，提供一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，具体通过以下步骤实现：
1、获取飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布。
本步骤可采用本领域公知技术获取，本领域技术人员根据实际情况，选择合适的步骤及参数。
具体步骤如下：
(1)确定输入状态
根据飞行条件的实际需求，确定翼舵缝隙的自由来流状态，包括来流马赫数、攻角、高度、侧滑角、舵偏角；同时，给定真实飞行条件翼舵缝隙高度。
(2)根据自由来流状态，计算获取翼舵缝隙热流分布。
获取翼舵缝隙热流分布，采用工程计算软件Fluent(公知的商业计算软件)开展。影响翼舵缝隙热流计算的因素较多，且相互耦合。一般情况下，采用k-wSST湍流模型，计算应采用结构化网格。网格划分应满足如下要求：物面网格最大边长不大于100mm，物面边界法向第一层间距不大于0.01mm，边界层内网格点数不小于80个。物面边界与外边界的表面网格增长比不大于1.25。
2、利用步骤1获得的飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布，通过公式(1)确定风洞试验状态下高速飞行器模型的翼舵缝隙高度，
其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p2-p1代表翼舵舵面两侧压差，δ飞行为飞行条件缝隙高度，δ试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度。
本发明公式(1)是基于对缝隙流动结构机理的分析基础得到的准则，准则包含两项：第一项代表基于当地缝隙高度的雷诺数，物理含义表征缝隙当地的自由来流的流动特性，第二项代表舵面缝隙两侧的压差，物理含义表征缝隙受到压差驱动影响。飞行条件和试验条件下，两项的等价用来表征缝隙的流动结构一致。其中飞行条件和试验条件下的密度、速度、粘性系数、压差可以采用公知的数值计算方法获得。
3、在确定高度的高速飞行器模型翼舵缝隙处布置热流传感器阵列。
热流传感器的布置要保证能测量到试验所需位置处的热流情况，采用尺寸符合的热流传感器，如本实施例中采用专利号为ZL201310497597.0的一体化热电偶，其最小尺度可以做到0.1mm，可对缝隙热流进行精细测量。本领域技术人员也可采用其他种类的传感器，只要能测量到翼舵缝隙处热流情况即可。
(1)确定热流传感器阵列布置。
根据步骤1所确定的翼舵缝隙热流的分布，对翼舵缝隙及附近干扰区域布置热流传感器阵列，阵列的布置原则如下：
布置的阵列应该覆盖翼舵缝隙热流梯度大(在1mm范围内热流变化超过某一阈值即可认为热流梯度大，一般工程中热流梯度阈值为15～30％，本领域技术人员也可根据实际情况，在布置热流传感器时对热流梯度进行自行选择)的区域；
阵列布置两个测点之间最小间距不大于0.5mm；
阵列布置要考虑试验测量数据上限，一般不超过400个。
(2)验证步骤(1)确定的热流传感器阵列布置的有效性。
阵列布置完成后，采用Fluent工程数值计算软件得到基准热流分布云图，在基准热流分布云图中对阵列点进行插值计算，根据插值计算结果还原得到对比热流分布云图，对比热流分布云图同同Fluent计算得到的基准热流分布云图进行对比，若两者对比最大热流峰值偏差在预设的最大热流峰值偏差阈值内，则能确保阵列点形成热流分布云图可以有效模拟翼舵缝隙热流分布，若热流峰值偏差超过最大热流峰值偏差阈值，则阵列点形成热流分布云图不能有效模拟翼舵缝隙热流分布，需要加密阵列测点间距及测点数量。一般在工程中最大热流峰值偏差阈值为5～10％，本领域技术人员也可根据实际情况，对最大热流峰值偏差阈值自行选择。
4、进行风洞试验，利用步骤3布置的热流传感器阵列获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据。
5、对步骤4获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。
针对试验测量获得翼舵缝隙阵列热流数据，试验数据后处理区别于传统的测点线对比，采用二维数据阵列云图(公知的处理方法)的方式，对试验数据进行处理，获得试验翼舵缝隙精细的热流云图分布。
进一步，本发明还提供一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量装置，包括高速飞行器模型、若干热流传感器和热流数据处理模块。
高速飞行器模型的翼舵缝隙利用公式确定，其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p2-p1代表翼舵舵面两侧压差，δ飞行为飞行条件缝隙高度，δ试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度。
热流传感器布置在高速飞行器模型的翼舵缝隙处，测量高速飞行器模型的翼舵缝隙处的热流数据。热流传感器阵列具体布置见上文布置准则。
热流数据处理模块对高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于，通过以下步骤实现：
第一步，获取飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布；
第二步，利用第一步获得的飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布，通过公式(1)确定风洞试验状态下高速飞行器模型的翼舵缝隙高度，
其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p2-p1代表翼舵舵面两侧压差，δ飞行为飞行条件缝隙高度，δ试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度；
第三步，在第二步确定高度的高速飞行器模型翼舵缝隙处布置热流传感器阵列；
第四步，进行风洞试验，利用第三步布置的热流传感器阵列获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据；
第五步，对第四步获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。
2.根据权利要求1所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于：所述第三步通过以下步骤实现，
A3.1、确定热流传感器阵列的布置原则，如下：
(1)布置的阵列应该覆盖翼舵缝隙热流梯度大的区域，热流梯度大的区域是指在1mm范围内热流变化超过预设热流梯度阈值的区域；
(2)阵列布置两个测点之间最小间距不大于0.5mm；
A3.2、验证步骤A3.1确定的热流传感器阵列布置的有效性。
3.根据权利要求2所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于：所述步骤A3.1中热流梯度阈值为15～30％。
4.根据权利要求2所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于：所述步骤A3.2中验证有效性通过以下步骤实现，
A3.2.1、采用工程数值计算软件得到基准热流分布云图；
A3.2.2、在基准热流分布云图中对阵列点进行插值计算，根据插值计算结果进行热流还原得到对比热流分布云图；
A3.2.3、将步骤A3.2.2得到的对比热流分布云图与步骤A3.2.1得到的基准热流分布云图进行对比，若两者对比最大热流峰值偏差在预设的最大热流峰值偏差阈值内，则确定热流传感器阵列布置有效。
5.根据权利要求4所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于：所述步骤A3.2.3中，若热流峰值偏差超过最大热流峰值偏差阈值，则阵列点形成热流分布云图不能有效模拟翼舵缝隙热流分布，需要加密阵列测点间距及测点数量。
6.根据权利要求4和5所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于：所述步骤A3.2.3中最大热流峰值偏差阈值为5～10％。
7.根据权利要求1所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，其特征在于：所述第五步中采用二维数据阵列云图对第四步获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理。
8.一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量装置，其特征在于：包括高速飞行器模型、若干热流传感器和热流数据处理模块，
所述的高速飞行器模型的翼舵缝隙利用公式确定，其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p2-p1代表翼舵舵面两侧压差，δ飞行为飞行条件缝隙高度，δ试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度；
所述的热流传感器布置在高速飞行器模型的翼舵缝隙处，测量高速飞行器模型的翼舵缝隙处的热流数据；
所述的热流数据处理模块对高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。
9.根据权利要求8所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量装置，其特征在于：所述的热流传感器布置遵循如下布置原则，
(1)布置的阵列应该覆盖翼舵缝隙热流梯度大的区域，热流梯度大的区域是指在1mm范围内热流变化超过预设热流梯度阈值的区域；
(2)阵列布置两个测点之间最小间距不大于0.5mm。
10.根据权利要求9所述的一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量装置，其特征在于：所述的热流传感器布置有效性判断如下，采用工程数值计算软件得到基准热流分布云图，在基准热流分布云图中对阵列点进行插值计算，根据插值计算结果进行热流还原得到对比热流分布云图，将对比热流分布云图与基准热流分布云图进行对比，若两者对比最大热流峰值偏差在预设的最大热流峰值偏差阈值内，则确定热流传感器阵列布置有效，若热流峰值偏差超过最大热流峰值偏差阈值，则阵列点形成热流分布云图不能有效模拟翼舵缝隙热流分布，需要加密阵列测点间距及测点数量。
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Application publication date: 20191213