CN110879128A - 一种前缘热流密度获取的试验模型和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种前缘热流密度获取的试验模型和方法，包括风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M‑1个模块上孔的位置彼此交错。本发明通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。

Description

一种前缘热流密度获取的试验模型和方法

技术领域

本发明属于高速飞行器风洞试验技术领域，具体涉及一种受激波干扰的复杂尖锐前缘热流密度获取试验模型和方法。

背景技术

飞行器在大气中高速运动时，因表面摩擦与激波压缩，飞行器表面气体会产生很大的热量，这种因为物体在大气中作高速相对运动产生热的现象称为气动加热。物体越尖，受到的气动加热越严重。飞行器的机体头部前缘、发动机进气道唇口前缘、翼/舵前缘等各类尖锐前缘尺寸小到毫米量级，同时又在某些飞行姿态下受到激波干扰，使这些部位本身承受的严酷气动热又加重数倍，并且在毫米量级尺度范围内存在非常不均匀的热流分布，因此，受激波干扰的尖锐前缘一直是飞行器热防护的关注重点。

飞行状态的气动加热将导致飞行器温度迅速升高至几百甚至上千摄氏度，在飞行器设计过程中，必须选择合适的热防护材料或者采取合理的冷却措施才能避免飞行器损坏，而这必须知道飞行器各个部位气动加热的热流密度(下文简称为热流)。在这种背景下，准确获取受激波干扰的尖锐前缘热流显得尤为重要。

目前在地面获取气动加热热流的手段有工程计算、数值模拟和激波风洞试验(下文简称为风洞试验)测量等3种。其中，工程计算不适用于受激波干扰的尖锐前缘热流计算。数值模拟的优点是能够较好地展示流场结构，缺点是对于受激波干扰的尖锐前缘热流这种复杂问题的定量计算结果准确性难以保证。风洞试验测量的优点是能够通过热流传感器获取准确的热流数据，但受试验模型加工工艺和热流测量传感器安装空间的限制，相邻两个热流测量传感器的最小间距为2毫米左右，而受激波干扰的尖锐前缘热流在零点几毫米尺度内却有很剧烈的变化，通过风洞试验往往测量不到最为关注的热流最高值，热流测量试验数据的空间分辨度不足。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种受激波干扰的复杂尖锐前缘热流密度获取试验模型和方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

根据第一方面，提供一种前缘热流密度获取试验模型，包括风洞试验模型和M个模块，所述的风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，所述的槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，所述的每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，所述的模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M-1个模块上孔的位置彼此交错。

进一步的，所述的尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围计算方法为：

S1，确定尖锐前缘曲面的几何中心线；

S2，确定尖锐前缘曲面的几何中心线选取的空间范围。

进一步的，所述的模块上孔之间的距离根据整体式热流传感器的最小安装间距要求和模块机械加工工艺的最小间距限制综合确定。

进一步的，所述的M个模块上的孔距相同。

优选的，在工程使用中，所述的模块上孔之间的距离为2mm。

根据第二方面，利用上述的模型提供一种前缘热流密度获取方法，包括以下步骤：

确定获取热流的部位；

确定获取热流数据的空间范围；

加工试验需要的模型；

通过风洞试验获得所需的热流密度。

进一步的，所述的获取热流的位置为尖锐前缘曲面的几何中心线。

进一步的，所述的获取热流数据的空间范围的计算方法为：

S21，针对整个飞行器整体，开展飞行状态气动热数值模拟，计算设计壁温条件下的热流；

S22，在S21步骤计算结果的基础上，针对受激波干扰的尖锐前缘局部精细计算设计壁温条件下的热流；

S23，根据步骤S202的热流计算结果，获取尖锐前缘曲面几何中心线热流高于门限值的区域，将此部分区域中尖锐前缘曲面几何中心线的长度作为获取热流数据的空间范围。

进一步的，所述的通过风洞试验获得所需的热流密度的具体步骤为：

S31，在风洞试验模型上安装第一个模块，并在风洞中完成每个设计角度的热流测量试验，得到此模块上所有热流传感器的热流测量值；

S32，依次使用不同的模块替换已经测量过的模块，对新的模块进行在风洞中完成设计角度的热流测量试验，得到此模块上所有热流传感器的热流测量值；

S33，整理所有模块上的热流传感器的热流测量值，从而得到设计角度下尖锐前缘曲面几何中心线热流密度数据。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明对激波干扰情况下热流高并且热流分布极不均匀的尖锐前缘，通过飞行器整体热流计算和局部网格自适应热流计算来确定获取热流的空间范围，在激波风洞试验中，通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题；

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(a)(b)(c)为本发明提供的受激波干扰的尖锐前缘形状示意图；

图2为本发明提供的受激波干扰的尖锐前缘热流密度获取方法步骤S302中10个模块上的交错小孔位置示意图；

图3为某一模块的热流曲线示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1(a)、(b)、(c)所示，根据第一方面，提供一种前缘热流密度获取的试验模型，包括试验体的风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，在一个实施例中，尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围计算方法为：

S1，确定尖锐前缘曲面的几何中心线，如图1所示，此为本领域公知技术；

S2，确定尖锐前缘曲面的几何中心线选取的空间范围；

在一个实施例中，获取热流数据的空间范围的计算方法为：

S21，针对整个飞行器整体，开展飞行状态气动热数值模拟，计算设计壁温条件下的热流；

S22，在S21步骤计算结果的基础上，针对受激波干扰的尖锐前缘局部精细计算设计壁温条件下的热流；

S23，根据步骤S202的热流计算结果，获取尖锐前缘曲面几何中心线热流高于门限值的区域，将此部分区域中尖锐前缘曲面几何中心线的长度作为获取热流数据的空间范围；

槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，每个模块上的孔距相同，任一个模块上孔的位置与另外M-1个模块上孔的位置彼此交错。

进一步的在一个实施例中，模块上孔之间的距离根据整体式热流传感器的最小安装间距要求和模块机械加工工艺的最小间距限制综合确定，优选的在工程应用中一般取2毫米。

根据第二方面，提供上述一种前缘热流密度获取方法，包括以下步骤：

确定获取热流的部位，在一个实施例中，获取热流的位置为尖锐前缘曲面的几何中心线，几何中心线的计算方式为本领域公知技术；

确定获取热流数据的空间范围，在一个实施例中，所述的获取热流数据的空间范围的计算方法为：

S21，针对整个飞行器整体，开展飞行状态气动热数值模拟，计算设计壁温条件下的热流；

S22，在S21步骤计算结果的基础上，针对受激波干扰的尖锐前缘局部精细计算设计壁温条件下的热流；

S23，根据步骤S202的热流计算结果，获取尖锐前缘曲面几何中心线热流高于门限值的区域，将此部分区域中尖锐前缘曲面几何中心线的长度作为获取热流数据的空间范围；

加工试验需要的模型；

通过风洞试验获得所需的热流密度，每次风洞试验都使用不同的模块，进一步的在一个实施例中，所述的通过风洞试验获得所需的热流密度的具体步骤为：

S31，在风洞试验模型上安装第一个模块，并在风洞中完成设计角度的热流测量试验，得到此模块上所有热流传感器的热流测量值；

S32，依次使用不同的模块替换已经测量过的模块，对新的模块进行在风洞中完成设计角度的热流测量试验，得到此模块上所有热流传感器的热流测量值；

S33，整理所有模块上的热流传感器的热流测量值，从而得到设计角度下尖锐前缘曲面几何中心线热流密度数据。

为了更好的阐述本发明，在一个具体的实施例中，一种前缘热流密度获取的试验模型，包括试验体的风洞试验模型和10个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度比尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度大，尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围取值为30毫米，槽的长度为40毫米，沿尖锐前缘曲面几何中心线向上下两侧各延长5毫米，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔2毫米打孔，孔径为0.12毫米，并在孔内安装整体式热流传感器，用于测量小孔中心位置的热流，这里采用的整体式热流传感器由中国科学院力学研究所研制，相关参数可从公开期刊《科学通报》2014年第59卷第25期第2484至2489页的学术论文《一种具有时空高分辨率的整体式热流传感器》查阅。对于每个模块，小孔数量为20个，相邻小孔的中心距离都是2毫米，每个模块上的孔距相同，如图2所示，将10个模块摆放在一起，小孔的总数为200个，所有小孔的位置都彼此交错，相邻小孔的等效中心距离为0.2毫米。

进一步的为了更好的阐述本发明，在一个具体的实施例中，一种前缘热流密度获取方法，包括以下步骤：

步骤一，确定获取热流的部位，在一个实施例中，获取热流的位置为尖锐前缘曲面的几何中心线，几何中心线的计算方式为本领域公知技术，如图1(a)、(b)所示的1；

步骤二，确定获取热流数据的空间范围，在一个实施例中，所述的获取热流数据的空间范围的计算方法为：

S21，针对整个飞行器整体，开展飞行状态气动热数值模拟，计算壁温300K条件下的热流。这个步骤采用的是商业软件Fluent6.3.26软件，空间计算格式为Roe格式，湍流模型为k-w SST模型，采用热完全气体模型，粘性系数采用Sutherland公式，热传导系数采用分子运动论关系式，这些参数选项都可以在Fluent6.3.26软件中设置；

S22，在S21步骤计算结果的基础上，针对受激波干扰的尖锐前缘局部，额外采用商业软件Fluent6.3.26软件中的“Adapt”功能，网格自适应精细计算壁温300K条件下的热流。这个步骤采用的仍然是商业软件Fluent6.3.26软件，其他相关参数设置与步骤S21相同；

S23，根据步骤S22的热流计算结果，参考图1(a)，图1(a)中2为尖锐前缘曲面几何中心线热流高于1兆瓦/平方米的区域，长度为30毫米，将尖锐前缘曲面几何中心线这30毫米长度范围作为获取热流的空间范围；

步骤三，加工试验需要的模型，如图2所示，图2中3为尖锐前缘曲面几何中心线、2为直径0.12毫米的小孔，在对应的10个模块上，在步骤一所确定的尖锐前缘曲面几何中心线上，间隔2毫米并沿着当地法向打直径0.12毫米的小孔4，并在每一个小孔中安装整体式热流传感器，用于测量小孔中心位置的热流，这里采用的整体式热流传感器由中国科学院力学研究所研制，相关参数可从公开期刊《科学通报》2014年第59卷第25期第2484至2489页的学术论文《一种具有时空高分辨率的整体式热流传感器》查阅。对于每个模块，小孔数量为20个，相邻小孔的中心距离都是2毫米；将10个模块摆放在一起，小孔的总数为200个，所有小孔的位置都彼此交错，相邻小孔的等效中心距离为0.2毫米，并对模块进行编号:M1、M2…M10；

步骤四，通过风洞试验获得所需的热流密度，每个所需角度的风洞试验都使用不同的模块，进一步的在一个实施例中，所述的通过风洞试验获得所需的热流密度的具体步骤为：

S31，在风洞试验模型上安装第一个模块M1，并在风洞中完成迎角0度至6度的热流测量试验，得到模块M1上20个整体式热流传感器的热流测量值；

S32，拆下模块M1，依次换上模块M2、M3…M10，完成迎角0度至6度的热流测量试验，得到模块M2、M3…M10上所有整体式热流传感器的热流测量值；

S33，将模块M1、M2…M10上所有总共200个整体式热流传感器的热流测量值整理到一起，对于每一个迎角，绘制以中心线与模块边界的垂直交点为原点，横轴为沿中心线的坐标长度、纵轴为热流值的曲线图，如图3所示，从而得到所需的不同迎角下受激波干扰的尖锐前缘曲面几何中心线热流数据。

本发明提供的受激波干扰的尖锐前缘热流密度获取方法，针对激波干扰情况下热流高并且热流分布极不均匀的尖锐前缘，通过飞行器整体热流计算和局部网格自适应热流计算来确定获取热流的空间范围，并在激波风洞试验中，通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上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。

Claims (9)

1.一种前缘热流密度获取的试验模型，其特征在于，包括风洞试验模型和M个模块，所述的风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，所述的槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，所述的每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，所述的模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M-1个模块上孔的位置彼此交错。

2.根据权利要求1所述的一种前缘热流密度获取的试验模型，其特征在于，所述的尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围计算方法为：

S1，确定尖锐前缘曲面的几何中心线；

S2，确定尖锐前缘曲面的几何中心线选取的空间范围。

3.根据权利要求1所述的一种前缘热流密度获取的试验模型，其特征在于，所述的模块上孔之间的距离根据整体式热流传感器的最小安装间距要求和模块机械加工工艺的最小间距限制综合确定。

4.根据权利要求1所述的一种前缘热流密度获取的试验模型，其特征在于，所述的M个模块上的孔距相同。

5.根据权利要求3所述的一种前缘热流密度获取的试验模型，其特征在于，所述的模块上孔之间的距离为2mm。

6.利用权利要求1-5所述的试验模型的一种前缘热流密度获取方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

确定获取热流的部位；

确定获取热流数据的空间范围；

加工试验需要的模型；

通过风洞试验获得所需的热流密度。

7.根据权利要求6所述的一种前缘热流密度获取方法，其特征在于，所述的获取热流的位置为尖锐前缘曲面的几何中心线。

8.根据权利要求6所述的一种前缘热流密度获取方法，其特征在于，所述的获取热流数据的空间范围的计算方法为：

S21，针对整个飞行器整体，开展飞行状态气动热数值模拟，计算设计壁温条件下的热流；

S22，在S21步骤计算结果的基础上，针对受激波干扰的尖锐前缘局部精细计算设计壁温条件下的热流；

S23，根据步骤S202的热流计算结果，获取尖锐前缘曲面几何中心线热流高于门限值的区域，将此部分区域中尖锐前缘曲面几何中心线的长度作为获取热流数据的空间范围。

9.根据权利要求6所述的一种前缘热流密度获取方法，其特征在于，所述的通过风洞试验获得所需的热流密度的具体步骤为：

S31，在风洞试验模型上安装第一个模块，并在风洞中完成每个设计角度的热流测量试验，得到此模块上所有热流传感器的热流测量值；

S32，依次使用不同的模块替换已经测量过的模块，对新的模块进行在风洞中完成设计角度的热流测量试验，得到此模块上所有热流传感器的热流测量值；

S33，整理所有模块上的热流传感器的热流测量值，从而得到设计角度下尖锐前缘曲面几何中心线热流密度数据。

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