CN114018528A - 壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法 - Google Patents

壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法。该风洞研究方法，在高超声速风洞依次开展通气模型固定攻角长时间测温试验、测压试验和测力试验，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响，将试验结果拓展应用于飞行器气动性能评估工作。

Description

壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法
技术领域
本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法。
背景技术
研究表明通气模型壁面温度条件对粘性干扰效应具有显著影响，随着通气模型壁温比增大，黏性力项、热传导项和黏性应力张量做功项的影响逐渐减弱，但是，相对于黏性力项和热传导项来说，黏性应力张量做功项的影响相对变强。因此，通气模型壁面温度条件会影响到高超声速边界层内的流动参数，进而影响到流场的波系结构和气动性能。
受高超声速风洞模拟能力的限制，目前高超声速气动力试验普遍未对壁温条件进行有效模拟。因此，有必要开展壁温对飞行器气动特性影响试验方法研究，研究壁温对飞行器气动特性的影响，为飞行器的优化设计提供依据。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法。
本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法，包括以下步骤：
a.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测温试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型壁面温度的变化曲线，过程如下：
a1.温度试验准备；在通气模型表面确定若干温度测点，其中，包括通气模型压缩面、内流道、尾喷管在内的通气模型表面型面变化剧烈的位置加密布置温度传感器；
a2.采集温度数据零点；将通气模型安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集温度传感器的温度数据零点；
a3.进行高超声速风洞温度试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集温度传感器测值，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
a4.数据处理，获得通气模型表面温度随时间变化曲线；
b.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测压试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型壁面压力的变化曲线，过程如下：
b1.测压试验准备；在通气模型表面确定若干测压点，测压点与温度测点位置相对应，其中，包括通气模型压缩面、内流道、尾喷管在内的通气模型表面型面变化剧烈的位置加密布置测压点；
b2.采集测压数据零点；将通气模型安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集测压数据零点；
b3.进行高超声速风洞测压试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集测压数据，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
b4.数据处理，获得通气模型表面压力随时间变化曲线；
c.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测力试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型气动特性的变化曲线，过程如下：
c1.测力试验准备；选择天平、支杆、转接件，并与通气模型装配成通气模型组合体；
c2.将通气模型组合体安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集测力数据零点；
c3.进行高超声速风洞测力试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集测力数据，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
c4.数据处理，获得通气模型气动特性随时间变化曲线；
d.结合步骤a、步骤b、步骤c获得的试验结果，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响。
进一步地，所述的温度传感器为柱塞测温传感器或者同轴热电偶。
进一步地，所述的预设时间大于等于30s。
本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法通过常规高超声速风洞长时间试验，得到了通气模型壁面温度变化曲线；得到了壁面温度对通气模型压力分布影响；得到了壁面温度对通气模型气动特性影响。结合三种测量结果，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响，将试验结果拓展应用于飞行器气动性能评估工作。
附图说明
图1为本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法的流程图；
图2为本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法中的定攻角长时间高超声速风洞试验获得的通气模型壁面温度的变化曲线；
图3为本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法中的定攻角长时间高超声速风洞试验获得的通气模型测压点压力随时间变化曲线；
图4为本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法中的定攻角长时间高超声速风洞试验获得的通气模型轴向力系数随时间变化曲线；
图5为本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法中的定攻角长时间高超声速风洞试验获得的通气模型法向力系数随时间变化曲线；
图6为本发明的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法中的定攻角长时间高超声速风洞试验获得的通气模型俯仰力矩系数随时间变化曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
如图1所示，本实施例的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法包括以下步骤：
a.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测温试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型壁面温度的变化曲线，过程如下：
a1.温度试验准备；在通气模型表面确定若干温度测点，其中，包括通气模型压缩面、内流道、尾喷管在内的通气模型表面型面变化剧烈的位置加密布置温度传感器；
a2.采集温度数据零点；将通气模型安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集温度数据零点；
a3.进行高超声速风洞温度试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集温度传感器测值，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
a4.数据处理，获得如图2所示的通气模型表面温度随时间变化曲线；
从图2可以看出，部分温度测点的温度值随时间先快速升高，后逐渐平缓变化或者略为下降。其余温度测点的温度值基本上随时间一直爬升，且不同位置的温度测点爬升斜率不同，泄流槽后即内流道入口附近的温升最高、凹槽前后测点温升次之、尾喷管测点温升最低，并且攻角越大，内流道壁温温升越高。
b.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测压试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型壁面压力的变化曲线，过程如下：
b1.测压试验准备；在通气模型表面确定若干测压点，测压点与温度测点位置相对应，其中，包括通气模型压缩面、内流道、尾喷管在内的通气模型表面型面变化剧烈的位置加密布置测压点；
b2.采集测压数据零点；将通气模型安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集测压数据零点；
b3.进行高超声速风洞测压试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集测压数据，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
b4.数据处理，获得如图3所示的通气模型表面压力随时间变化曲线；
从图3可以看出，部分测压点的压力系数随时间变化很小，偏差小于1％；部分测压点的压力系数随时间变化曲线却呈现明显的单调递增趋势，偏差达到7.4％。
c.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测力试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型气动特性的变化曲线，过程如下：
c1.测力试验准备；选择天平、支杆、转接件，并与通气模型装配成通气模型组合体；
c2.将通气模型组合体安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集测力数据零点；
c3.进行高超声速风洞测力试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集测力数据，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
c4.数据处理，获得通气模型气动特性随时间变化曲线；
如图4所示，通气模型轴向力系数CA逐渐减小，且减小量随攻角增大而增大；如图5所示，通气模型法向力系数CN变化相对较小；如图6所示，通气模型俯仰力矩系数CMz的变化较大，CMzt-t曲线呈现明显的单调递增趋势，即通气模型抬头力矩不断增加，同时通气模型的纵向压心逐渐前移，且俯仰力矩系数CMz的增量随攻角增大而增大。
d.结合步骤a、步骤b、步骤c获得的试验结果，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响。具体如下：
定攻角长时间试验使通气模型持续受高温来流加热，通气模型壁温比不断变化，通气模型自身流场发生变化，特别是内流道的内流流动发生变化，进而导致通气模型气动力特性，特别是俯仰力矩系数CMz随吹风时间的增加、通气模型壁温增加而不断增大。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (3)

1.壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法，其特征在于，包括以下步骤：
a.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测温试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型壁面温度的变化曲线，过程如下：
a1.温度试验准备；在通气模型表面确定若干温度测点，其中，包括通气模型压缩面、内流道、尾喷管在内的通气模型表面型面变化剧烈的位置加密布置温度传感器；
a2.采集温度数据零点；将通气模型安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集温度传感器的温度数据零点；
a3.进行高超声速风洞温度试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集温度传感器测值，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
a4.数据处理，获得通气模型表面温度随时间变化曲线；
b.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测压试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型壁面压力的变化曲线，过程如下：
b1.测压试验准备；在通气模型表面确定若干测压点，测压点与温度测点位置相对应，其中，包括通气模型压缩面、内流道、尾喷管在内的通气模型表面型面变化剧烈的位置加密布置测压点；
b2.采集测压数据零点；将通气模型安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集测压数据零点；
b3.进行高超声速风洞测压试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集测压数据，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
b4.数据处理，获得通气模型表面压力随时间变化曲线；
c.在高超声速风洞中开展通气模型固定攻角长时间测力试验，得到定攻角长时间高超声速风洞试验的通气模型气动特性的变化曲线，过程如下：
c1.测力试验准备；选择天平、支杆、转接件，并与通气模型装配成通气模型组合体；
c2.将通气模型组合体安装在高超声速风洞试验段，通过高超声速风洞的攻角机构调整通气模型姿态，使通气模型达到预设攻角α并采集测力数据零点；
c3.进行高超声速风洞测力试验；保持通气模型攻角α，启动高超声速风洞，高超声速风洞的数据采集系统持续采集测力数据，待达到预设时间后，高超声速风洞关车，停止采集；
c4.数据处理，获得通气模型气动特性随时间变化曲线；
d.结合步骤a、步骤b、步骤c获得的试验结果，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响。
2.根据权利要求1所述的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法，其特征在于，所述的温度传感器为柱塞测温传感器或者同轴热电偶。
3.根据权利要求1所述的壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法，其特征在于，所述的预设时间大于等于30s。
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