CN112304563A - 研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法。本发明使用的试验模型为非金属聚四氟乙烯试验模型，通过自然转捩方式或者强制转捩方式模拟高超声速飞行器的转捩状态，采用常规应变天平测量试验模型气动力，采用红外热像仪获得试验模型表面热图并识别试验模型转捩位置，将试验模型气动力和试验模型表面热图相结合研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响。本发明的风洞试验方法能够同时测量试验模型的气动力数据和转捩位置，为精确分析转捩对试验模型气动特性影响提供参考依据。

Description

研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法
技术领域
本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法。
背景技术
目前，高超声速技术被视为一种颠覆性技术，高超声速飞行器的研制是研究热点。大量工程实践证明，边界层转捩问题成为了制约高超声速飞行器进一步发展的重要难题，这是因为边界层转捩会导致高超声速飞行器阻力和壁面热流大幅增加、壁面烧蚀严重、飞行姿态控制难度加大，不仅影响飞行器气动力、气动热，还对飞行稳定性、热防护结构设计等产生显著影响。因此，获取转捩对高超声速飞行器气动特性的影响就显得尤为重要。
现在，转捩研究试验方法一般采用通过TSP、PSP和红外表面热图等技术测量试验模型表面参数，获取试验模型转捩特性；然后，再通过气动力试验获取试验模型气动特性，结合两种方法研究转捩对试验模型气动特性影响。由于试验模型表面流态判定试验和气动力影响试验需要在两次吹风试验中分别开展，上述转捩研究试验方法是间接方法，具有以下缺点：一是会引入额外误差，转捩对外界环境因素非常敏感，开展气动力试验时，试验模型转捩位置可能已经发生变化，此时试验模型转捩状态、转捩位置不能完全和表面流态判定试验时严格对应；二是试验准备时间长、试验步骤繁琐、且成本较高。
当前，亟需发展一种研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法。
本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法，其特点是，所述的风洞试验方法使用的试验模型为具有金属骨架和聚四氟乙烯蒙皮的整体式试验模型，试验模型内安装应变天平，应变天平连接天平支杆，天平支杆固定在风洞攻角机构上；红外热像仪安装在试验段箱体上方，透过试验段箱体的观察窗拍摄试验模型；
所述的风洞试验方法包括以下步骤：
a.加工具有金属骨架和聚四氟乙烯蒙皮的试验模型；
b.在风洞攻角机构上依次安装天平支杆、应变天平和试验模型，将应变天平数据线与风洞数据采集系统连接，在试验段箱体上方安装红外热像仪；
c.高超声速风洞试验前，将试验模型处于风洞扩压器和风洞喷管之间、风洞喷管中心轴线上的测量位置，通过风洞攻角机构调节试验模型的姿态，使试验模型的攻角达到预设的攻角α；
d.启动高超声速风洞，高超声速风洞开始吹风的同时打开风洞数据采集系统和红外热像仪，应变天平测量试验模型的气动力数据、红外热像仪同步拍摄试验模型的表面热图，10s后关车。
e.通过试验模型的表面热图判断试验模型表面是否发生转捩，如果发生转捩，本次吹风应变天平获得的气动力数据有效；如果未发生转捩，修改风洞流场控制参数提高雷诺数，或者在试验模型表面进行强制转捩；
f.重复步骤d和步骤e，直至获得所需的应变天平气动力数据和红外热像仪的表面热图，结束高超声速风洞流场试验；
g.结合气动力数据和表面热图分析转捩对试验模型气动热性影响，获得分析结果。
进一步地，所述的步骤e的强制转捩的方法为在试验模型表面粘贴转捩带。
进一步地，所述的应变天平测量精度优于0.1％，测量准度优于0.3％。
进一步地，所述的红外热像仪的光谱范围为8μm～9.4μm，频率为115Hz，测温范围-20℃～1500℃，温度测量精度为±1℃或者±1％。
进一步地，所述的试验模型表面光滑，试验模型不分段，试验模型的表面无缝隙或连接孔。
本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法中使用的试验模型采用聚四氟乙烯制作蒙皮，聚四氟乙烯具有各向同性物理特性，获得的转捩结果可靠。
本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法中使用的试验模型通过风洞攻角机构到达指定攻角。
受试验模型的热累计效应限制，本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法每次启动高超声速风洞只能获得一个攻角下的应变天平气动力测量数据和红外热像仪表面热图图片。
本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法中采用表面热图判断转捩，是因为从层流向湍流转捩时，试验模型表面摩擦系数突然增大，对流换热系数也突然增大，在发生转捩时，表面热图上的试验模型壁温或者热流密度就发生有明显的跃变，因此，可以通过试验模型表面的温升变化情况判断边界层是否存在转捩并确定转捩位置，表面热图上存在的明显的跃变能够用于判断边界层是否存在转捩并确定转捩位置。
本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法采取同时测力测热的测量技术，通过试验模型自然转捩或强制转捩方式，在一次吹风试验中，既可得到试验模型表面流态特性，又可获取试验模型气动特性，结合两者测量结果，能够精确分析转捩对试验模型气动热性影响。
本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法操作简单、结果可靠，试验模型能够分别满足测力和测热试验要求，试验模型利用率高，降低了试验成本。
附图说明
图1为本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法中使用的试验装置示意图；
图2为本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法获得的试验模型表面热图。
图中，1.试验模型 2.试验段箱体 3.红外热像仪 4.风洞扩压器 5.风洞攻角机构6.天平支杆 7.风洞喷管 8.转捩带。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1所示，本发明的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法使用的试验模型1为具有金属骨架和聚四氟乙烯蒙皮的整体式试验模型，试验模型1内安装应变天平，应变天平连接天平支杆6，天平支杆6固定在风洞攻角机构5上；红外热像仪3安装在试验段箱体2上方，透过试验段箱体2的观察窗拍摄试验模型1；
所述的风洞试验方法包括以下步骤：
a.加工具有金属骨架和聚四氟乙烯蒙皮的试验模型1；
b.在风洞攻角机构5上依次安装天平支杆6、应变天平和试验模型1，将应变天平数据线与风洞数据采集系统连接，在试验段箱体2上方安装红外热像仪3；
c.高超声速风洞试验前，将试验模型1处于风洞扩压器4和风洞喷管7之间、风洞喷管7中心轴线上的测量位置，通过风洞攻角机构5调节试验模型1的姿态，使试验模型1的攻角达到预设的攻角α；
d.启动高超声速风洞，高超声速风洞开始吹风的同时打开风洞数据采集系统和红外热像仪3，应变天平测量试验模型1的气动力数据、红外热像仪3同步拍摄试验模型1的表面热图，10s后关车。
e.通过试验模型1的表面热图判断试验模型1表面是否发生转捩，如果发生转捩，本次吹风应变天平获得的气动力数据有效；如果未发生转捩，修改风洞流场控制参数提高雷诺数，或者在试验模型1表面进行强制转捩；
f.重复步骤d和步骤e，直至获得所需的应变天平气动力数据和红外热像仪3的表面热图，结束高超声速风洞流场试验；
g.结合气动力数据和表面热图分析转捩对试验模型1气动热性影响，获得分析结果。
进一步地，所述的步骤e的强制转捩的方法为在试验模型1表面粘贴转捩带8。
进一步地，所述的应变天平测量精度优于0.1％，测量准度优于0.3％。
进一步地，所述的红外热像仪3的光谱范围为8μm～9.4μm，频率为115Hz，测温范围-20℃～1500℃，温度测量精度为±1℃或者±1％。
进一步地，所述的试验模型1表面光滑，试验模型1不分段，试验模型1的表面无缝隙或连接孔。
实施例1
本实施例获得了如图2所示的试验模型1在攻角0°的表面热图，从图中可以看出，试验模型中心线两侧出现了转捩，转捩基本对称，转捩阵面略有差异。

Claims (5)

1.研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法，其特征在于，所述的风洞试验方法使用的试验模型(1)为具有金属骨架和聚四氟乙烯蒙皮的整体式试验模型，试验模型(1)内安装应变天平，应变天平连接天平支杆(6)，天平支杆(6)固定在风洞攻角机构(5)上；红外热像仪(3)安装在试验段箱体(2)上方，透过试验段箱体(2)的观察窗拍摄试验模型(1)；
所述的风洞试验方法包括以下步骤：
a.加工具有金属骨架和聚四氟乙烯蒙皮的试验模型(1)；
b.在风洞攻角机构(5)上依次安装天平支杆(6)、应变天平和试验模型(1)，将应变天平数据线与风洞数据采集系统连接，在试验段箱体(2)上方安装红外热像仪(3)；
c.高超声速风洞试验前，将试验模型(1)处于风洞扩压器(4)和风洞喷管(7)之间、风洞喷管(7)中心轴线上的测量位置，通过风洞攻角机构(5)调节试验模型(1)的姿态，使试验模型(1)的攻角达到预设的攻角α；
d.启动高超声速风洞，高超声速风洞开始吹风的同时打开风洞数据采集系统和红外热像仪(3)，应变天平测量试验模型(1)的气动力数据、红外热像仪(3)同步拍摄试验模型(1)的表面热图，10s后关车。
e.通过试验模型(1)的表面热图判断试验模型(1)表面是否发生转捩，如果发生转捩，本次吹风应变天平获得的气动力数据有效；如果未发生转捩，修改风洞流场控制参数提高雷诺数，或者在试验模型(1)表面进行强制转捩；
f.重复步骤d和步骤e，直至获得所需的应变天平气动力数据和红外热像仪(3)的表面热图，结束高超声速风洞流场试验；
g.结合气动力数据和表面热图分析转捩对试验模型(1)气动热性影响，获得分析结果。
2.根据权利要求1所述的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法，其特征在于，所述的步骤e的强制转捩的方法为在试验模型(1)表面粘贴转捩带(8)。
3.根据权利要求1所述的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法，其特征在于，所述的应变天平测量精度优于0.1％，测量准度优于0.3％。
4.根据权利要求1所述的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法，其特征在于，所述的红外热像仪(3)的光谱范围为8μm～9.4μm，频率为115Hz，测温范围-20℃～1500℃，温度测量精度为±1℃或者±1％。
5.根据权利要求1所述的研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法，其特征在于，所述的试验模型(1)表面光滑，试验模型(1)不分段，试验模型(1)的表面无缝隙或连接孔。
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