CN114216645A - 一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法 - Google Patents

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辛亚楠
钱战森
赵荣奂
高亮杰
冷岩
王猛
李彦达
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Abstract

本发明涉及高超声速流动控制领域，公开了一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法，所述装置包括尾支撑、红外相机、弯刀机构；待测模型置于喷管和收集器之间的试验区，所述待测模型与尾支撑连接，尾支撑设置在弯刀机构的端部，弯刀机构前方设置红外相机，所述方法包括（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；（2）模拟不同攻角；（3）拍摄不同攻角下的待测模型表面的温度场图像，判断转捩发生的位置；（4）将待测模型表面的可替换段更换为纳米表面替换段，重复步骤（2）、（3），获得不同的转捩流动控制效果的对比图像。本发明解决了高超声速边界层转捩过程细微变化难以捕捉、层流设计以及层流流动控制综合性能难以评估判断的问题。

Description

一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法
技术领域
本发明属于高超声速流动控制领域，更具体地涉及一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法。
背景技术
高超声速飞行器是未来各国武器装备研制竞争的战略制高点，随着高超声速技术的不断发展，部分高超声速武器已经逐步实现列装，以临近空间高超声速飞机为代表可重复使用的高超声速飞行器正成为当前各国争相研制的重点方向。
临近空间高超声速飞机不同于单次使用的高超声速飞行器，可重复使用的特点对其升阻比、载重量、航程、耗油率和经济性等方面提出了更高的要求，需要采取低阻力布局设计。层流布局是高超声速低阻气动布局可行的技术路径之一，当飞行器在高超声速状态下飞行时，其边界层包含了三种流态，分别为层流、湍流和二者之间的过渡区习惯上称为转捩区，相对于湍流流动，层流区具有更低的阻力和热载荷；所谓层流设计就是采用有效手段保持飞行器表面更大的层流区域，以起到减小飞行阻力和降低结构热负荷的效果。转捩流动控制是实现层流设计重要手段，流动控制的方法主要有粗糙元、多孔纳米表面、吹吸气和等离子体等，其中多孔纳米表面是高超声速流动中转捩流动控制最有效的方法之一，研究表明多孔纳米表面能够有效抑制在高超声速转捩过程中起主导作用的第二模态，从而达到扩大层流区延迟转捩的效果。
高超声速边界层转捩预测手段主要包括数值预测、风洞试验和飞行试验等，数值预测受限于待测模型、方法和计算资源等，预测精度和速度还无法用于评估工程复杂飞行器的转捩过程，飞行试验成本较高且飞行条件下的测试手段相对有限，因此在地面风洞试验中模拟转捩过程仍然是目前高超声速转捩问题研究的主要手段。
发明内容
为解决现有技术中高超声速边界层转捩过程细微变化难以捕捉、层流设计以及层流流动控制综合性能难以评估判断的问题，本发明提供一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法。
本发明采用的具体方案为：一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑、红外相机、弯刀机构；待测模型置于喷管和收集器之间的试验区，所述待测模型与尾支撑连接，所述尾支撑设置在弯刀机构的端部，所述弯刀机构前方设置红外相机。
所述弯刀机构包括中部支架、弯刀刀片、弧形滑轨、基座、驱动电机，所述弯刀刀片和弧形滑轨通过螺栓连接并安装在所述基座上，所述驱动电机驱动弧形滑轨运动；待测模型通过尾支撑与弯刀机构中部支架连接，所述弯刀机构带动待测模型模拟不同的攻角。
所述待测模型表面设置可替换段。
所述红外相机外设置保护罩，所述保护罩前端安装锗玻璃。
所述待测模型为高超声速飞行器的机翼或平板。
另一方面，本发明提供一种高超声速边界层转捩流动控制试验方法，所述试验方法基于上述的高超声速边界层转捩流动控制试验装置，包括如下步骤：
（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；
（2）将待测模型安装到弯刀机构上，弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；
（3）利用红外相机拍摄不同攻角下的待测模型表面的温度场图像，利用层流区和湍流区温差区分判断转捩发生的位置；
（4）将待测模型表面的可替换段更换为纳米表面替换段，重复步骤（2）、（3），获得不同结构转捩流动控制效果的对比图像。
所述步骤（4）中纳米表面替换段为透气钢。
所述步骤（4）中纳米表面替换段采用激光打孔，打孔深度3mm，孔径0.3mm，孔间距0.5mm。
所述激光打孔的开孔率是开孔面积与纳米表面替换段表面积的比，开孔率为0.3-0.7；孔深为不小于0.8倍的边界层位移厚度，边界层位移厚度定义如下：
Figure 618961DEST_PATH_IMAGE001
ρ为边界层外流体密度；
Figure 762498DEST_PATH_IMAGE002
为边界层位移厚度；
Figure 817041DEST_PATH_IMAGE003
为主流区流体速度；
Figure 653410DEST_PATH_IMAGE004
为边界层内流体密度；
Figure 426194DEST_PATH_IMAGE005
为边界层内流体速度；y为壁面法向的高度。
本发明相对于现有技术具有如下有益效果：
1、本发明通过待测模型置于喷管和收集器之间的试验区，待测模型与尾支撑连接，尾支撑设置在弯刀机构的端部，弯刀机构前方设置红外相机，红外相机设置在红外相机支架上，利用红外相机拍摄待测模型表面不同攻角下的温度场图像，利用层流区和湍流区温差区分判断转捩发生的位置；将待测模型表面的可替换段更换为纳米表面替换段，获得不同的转捩流动控制效果的对比图像，解决了高超声速边界层转捩过程细微变化难以捕捉、层流设计以及层流流动控制综合性能难以评估判断的问题。
2、本发明通过将待测模型放置在弯刀机构上，实现了对待测模型的不同攻角下的温度场图像的获取，方便快捷。
3、本发明中的红外相机及其保护罩的设置实现了高温高真空度环境下红外相机的正常工作，利用层流区和湍流区温差区分判断转捩发生的位置的效果。
4、本发明利用纳米表面替换段的纳米表面获得流动控制下的待测模型表面转捩图像，通过有无流动控制两次试验的对比获得转捩流动控制效果的判断分析结果。
附图说明
图1为本发明装置示意图；
图2为本发明中纳米表面替换段示意图；
图3为本发明中弯刀机构示意图。
其中，附图标记分别为：
1.待测模型；2.纳米表面替换段；3.尾支撑；4.保护罩；5.红外相机；6.红外相机支架；7.喷管；8.收集器；9.弯刀机构；10.试验舱地板；11.试验舱；12.中部支架；13.弯刀刀片；14.弧形滑轨；15.基座。
具体实施方式
在下文将结合附图对本发明做进一步详细地说明，显然此处应该理解的是，所描述的实施方案不是全部的实施方案，仅用于解释说明本发明，而不限制本发明。
参照附图1-3，本发明提供一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑3、红外相机5、弯刀机构9；待测模型1置于喷管7和收集器8之间的试验区，所述待测模型1与尾支撑3连接，所述尾支撑3设置在弯刀机构9的端部，所述弯刀机构9前方设置红外相机5。高超声速边界层转捩流动控制试验装置置于自由射流式高超声速风洞中，本发明在试验中弯刀机构可带动待测模型运动，模拟不同攻角。本发明在试验中利用红外成像技术，使用时在待测模型表面喷涂微米量级的隔热涂层，隔热涂层为黑色，可起到增强红外图像对比度和吸收环境杂光的效果，当试验气流经过待测模型表面时，边界层流动发生转捩，在层流区和湍流区换热过程存在明显的温差，红外成像技术实时捕获待测模型表面的温度场，通过温度差异可以判断转捩发生的位置。
所述弯刀机构9主要作用是支撑待测模型和实现试验过程中的攻角变化，弯刀机构采用四分之一圆弧，旋转过程中转心为圆弧中心，能够实现-27°~13°的攻角变化。所述弯刀机构9包括中部支架12、弯刀刀片13、弧形滑轨14、基座15、驱动电机，所述弯刀刀片13和弧形滑轨14通过螺栓连接并安装在所述基座15上，所述驱动电机驱动弧形滑轨14运动；待测模型1通过尾支撑3与弯刀机构9中部支架12连接，所述弯刀机构9带动待测模型1模拟不同的攻角。
所述待测模型1表面设置可替换段。
所述红外相机5外设置保护罩4，所述保护罩4前端安装锗玻璃。所述保护罩设置在红外相机支架6上。所述红外相机通过锗玻璃对待测模型表面进行实时观测，观测效果更佳，试验时保护罩内通入循环空气，以起到升压降温的作用。
所述待测模型1为高超声速飞行器的机翼或平板。
试验舱11内的试验舱地板10便于放置红外相机，便于人员操作。
另一方面，本发明提供一种高超声速边界层转捩流动控制试验方法，所述方法包括如下步骤：
（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；
（2）将待测模型与弯刀机构连接，弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；
（3）利用红外相机拍摄不同攻角下的待测模型表面的温度场图像，利用层流区和湍流区温差区分判断转捩发生的位置；
（4）将待测模型表面更换纳米表面替换段，重复步骤（2）、（3），获得不同结构转捩流动控制效果的对比图像。
所述步骤（4）中纳米表面替换段2为透气钢。所述透气钢为表面多孔结构，多孔孔径为纳米级。合理的纳米表面替换段设计可有效抑制高超声速转捩过程中起主导作用的第二模态，起到延迟转捩的效果。纳米表面替换段为所述待测模型的一部分，位于机翼前缘转捩区，具体位置根据不同待测模型而多有不同。纳米表面替换段可选用透气钢材质具有7纳米/25纳米/35纳米等不同规格的孔径。在同一批次试验过程中利用红外相机拍摄待测模型表面不同攻角下的温度场图像，利用层流区和湍流区温差区分判断转捩发生的位置；在不同批次间更换纳米表面替换段，获得不同结构转捩流动控制效果的对比图像。
所述步骤（4）中纳米表面替换段采用激光打孔，打孔深度3mm，孔径0.3mm，孔间距0.5mm。所述激光打孔的开孔率是开孔面积与纳米表面替换段表面积的比，开孔率为（例如某一面积为A的正方形，上开直径D的孔，则此块面积的开孔率为ΠD2/4A）0.3-0.7，此开孔率为最优开孔率；孔深（此孔深为最优孔深）为不小于0.8倍的边界层位移厚度，边界层位移厚度定义如下：
Figure 866097DEST_PATH_IMAGE006
ρ为边界层外流体密度；
Figure 916093DEST_PATH_IMAGE007
为边界层位移厚度；
Figure 782418DEST_PATH_IMAGE008
为主流区流体速度；
Figure 917864DEST_PATH_IMAGE009
为边界层内流体密度；
Figure 527837DEST_PATH_IMAGE010
为边界层内流体速度；y为壁面的法向高度。
在最优开孔率、最优孔深的条件下，流动控制的效果最佳。
本发明在测试时将所述高超声速边界层转捩流动控制试验装置置于自由射流式高超声速风洞的试验舱内，风洞流场建立后，首先利用红外相机获得无流动控制待测模型的基准表面转捩图像；然后将可替换段更换为纳米表面替换段获得流动控制下待测模型表面转捩图像，通过两次试验的对比获得转捩流动控制效果的判断分析结果。
转捩流动控制的手段包括吹吸气、粗糙元阵列和等离子体激励，转捩流动过程的预测包括数值预测、风洞试验和飞行试验。本发明中基于多孔纳米表面的转捩流动控制风洞试验方法，利用红外成像技术可准确捕捉转捩过程中的细微变化，实现了对多孔纳米表面流动控制技术的综合性能评估，解决了高超声速边界层转捩过程细微变化难以捕捉的问题，为性能评估提供了可靠的依据。
以上附图及解释说明仅为本发明的一种具体实施方式，但本发明的具体保护范围不仅限以上解释说明，任何在本发明揭露的技术思路范围内，及根据本发明的技术方案加以简单地替换或改变，都应在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置，其特征在于，所述装置包括尾支撑（3）、红外相机（5）、弯刀机构（9）；待测模型（1）置于喷管（7）和收集器（8）之间的试验区，所述待测模型（1）与尾支撑（3）连接，所述尾支撑（3）设置在弯刀机构（9）的端部，所述弯刀机构（9）前方设置红外相机（5）。
2.根据权利要求1所述的高超声速边界层转捩流动控制试验装置，其特征在于，所述弯刀机构（9）包括中部支架（12）、弯刀刀片（13）、弧形滑轨（14）、基座（15）、驱动电机，所述弯刀刀片（13）和弧形滑轨（14）通过螺栓连接并安装在所述基座（15）上，所述驱动电机驱动弧形滑轨（14）运动；待测模型（1）通过尾支撑（3）与弯刀机构（9）中部支架（12）连接，所述弯刀机构（9）带动待测模型（1）模拟不同的攻角。
3.根据权利要求1所述的高超声速边界层转捩流动控制试验装置，其特征在于，所述待测模型（1）表面设置可替换段。
4.根据权利要求1所述的高超声速边界层转捩流动控制试验装置，其特征在于，所述红外相机（5）外设置保护罩（4），所述保护罩（4）前端安装锗玻璃。
5.根据权利要求1所述的高超声速边界层转捩流动控制试验装置，其特征在于，所述待测模型（1）为高超声速飞行器的机翼或平板。
6.一种高超声速边界层转捩流动控制试验方法，其特征在于，所述试验方法基于权利要求1-5任一项所述的高超声速边界层转捩流动控制试验装置，包括如下步骤：
（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；
（2）将待测模型安装到弯刀机构上，弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；
（3）利用红外相机拍摄不同攻角下的待测模型表面的温度场图像，利用层流区和湍流区温差区分判断转捩发生的位置；
（4）将待测模型表面的可替换段更换为纳米表面替换段，重复步骤（2）、（3），获得不同结构转捩流动控制效果的对比图像。
7.根据权利要求6所述的高超声速边界层转捩流动控制试验方法，其特征在于，所述步骤（4）中纳米表面替换段为透气钢。
8.根据权利要求6所述的高超声速边界层转捩流动控制试验方法，其特征在于，所述步骤（4）中纳米表面替换段采用激光打孔，打孔深度3mm，孔径0.3mm，孔间距0.5mm。
9.根据权利要求8所述的高超声速边界层转捩流动控制试验方法，其特征在于，所述激光打孔的开孔率是开孔面积与纳米表面替换段表面积的比，开孔率为0.3-0.7；孔深为不小于0.8倍的边界层位移厚度，边界层位移厚度定义如下：
Figure 705044DEST_PATH_IMAGE001
ρ为边界层外流体密度；
Figure 7850DEST_PATH_IMAGE002
为边界层位移厚度；
Figure 863548DEST_PATH_IMAGE003
为主流区流体速度；
Figure 542791DEST_PATH_IMAGE004
为边界层内流体密度；
Figure 301799DEST_PATH_IMAGE005
为边界层内流体速度；y为壁面法向的高度。
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