CN114216649B - 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法 - Google Patents

一种高超声速分离流动控制试验装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114216649B
CN114216649B CN202210161176.XA CN202210161176A CN114216649B CN 114216649 B CN114216649 B CN 114216649B CN 202210161176 A CN202210161176 A CN 202210161176A CN 114216649 B CN114216649 B CN 114216649B
Authority
CN
China
Prior art keywords
model
tested
hypersonic
flow control
test
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210161176.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN114216649A (zh
Inventor
辛亚楠
钱战森
王猛
高亮杰
冷岩
赵荣奂
李彦达
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Original Assignee
AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute filed Critical AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Priority to CN202210161176.XA priority Critical patent/CN114216649B/zh
Publication of CN114216649A publication Critical patent/CN114216649A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114216649B publication Critical patent/CN114216649B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models

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分离流动控制试验装置及方法，所述装置包括尾支撑、激波边界层干扰模拟装置、弯刀机构；待测模型置于所述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，所述激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，所述待测模型表面设置微型涡流发生器，所述测力天平设置在待测模型内部。所述方法包括将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；模拟不同攻角；分别进行第一、第二、第三车次试验；对比不同车次实验获得对比图像和定量气动力数据。本发明解决了高超声速流动中流动分离的发生以及因流动分离带来的气动损失的问题。

Description

一种高超声速分离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分离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。高超声速飞行器内外流场均存在复杂的激波边界层干扰诱发流动分离的现象，由此造成了更大的流动损失，减小发动机稳定工作裕度，降低了飞行器总体气动性能。以冲压发动机进气道为例，理想的冲压发动机进气道在设计点工作时通过多级压缩激波汇聚于下唇口，此时激波边界层干扰并不显著，但当进气道在大攻角或是非设计点工作时，其压缩拐角或是下唇板激波入射区就会产生明显的流动分离，情况严重时会分离流动会堵塞进气道造成不起动现象。为了减小流动分离造成的气动损失，各种分离流动控制手段被应用，其中主动流动控制方法有吹吸气、零质量射流和等离子控制等，被动流动控制方法主要有粗糙元、涡流发生器等，其中微型涡流发生器是高超声速流动中分离流动控制最有效的方法之一，微型涡流发生器是指淹没于边界层内的微小扰流结构，尺度约为边界层高度的10%~90%，研究表明涡流发生器引入流向涡，将边界层外的高动量流体输运到边界层内，使得边界层展向涡和脉动涡增强，显著增加边界层对分离的抵抗能力，从而抑制激波诱导边界层分离现象的产生。
发明内容
为解决现有技术中高超声速流动中流动分离的发生以及因流动分离带来的气动损失的问题，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置及方法。
本发明采用的具体方案为：一种高超声速分离流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑、激波边界层干扰模拟装置、弯刀机构、测力天平；待测模型置于所述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，所述激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，所述待测模型表面设置微型涡流发生器，所述测力天平设置在待测模型内部。
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的中部支架连接，所述弯刀机构带动待测模型模拟不同的攻角。
所述激波边界层干扰模拟装置包括支撑杆，所述支撑杆上部设置多个销孔，所述销孔内设置角度不同的顶部圆柱。
所述微型涡流发生器设置在待测模型表面分离区上游，所述微型涡流发生器由多个楔形块依次排列组成。
所述待测模型为高超声速飞行器的机翼或平板。
另一方面，本发明提供一种基于微型涡流发生器的高超声速分离流动控制试验方法，所述试验方法基于微型涡流发生器的高超声速分离流动控制试验装置，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）进行第一车次试验，第一车次试验过程中利用油流法获得待测模型表面在特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测力获得该状态下待测模型气动力参数；
（4）进行第二车次试验，第二车次试验过程中利用激波边界层干扰模拟装置制造一道入射激波打在待测模型表面，同样利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量分离流动情况下的待测模型气动力；
（5）进行第三车次试验，第三车次试验过程中在待测模型表面布置微型涡流发生器，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量带流动控制情况下的待测模型气动力；
（6）通过不同车次间的对比获得微型涡流发生器流动控制效果的对比图像和定量气动力数据。
本发明相对于现有技术具有如下有益效果：
1、本发明中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，激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，待测模型表面设置微型涡流发生器，测力天平设置在待测模型内部。本发明激波边界层干扰模拟装置产生一道入射激波打在待测模型的表面诱发流动分离，利用油流法实现对分离过程的可视化观测；利用测力天平实现对流动控制效果的定量评估并通过激波边界层干扰模拟装置实现对入射激波与涡流发生器相对位置的调整，给出了模拟高超声速流动中流动分离的发生以及评估流动分离带来的气动损失的试验方法。
2、本发明中的微型涡流发生器可根据需要选择不同结构形式和数量，激波边界层干扰装置可通过调节顶部圆柱安装角度实现对入射激波位置的调节，以改变微型涡流发生器和分离区的位置，获得参数变化的影响规律。
附图说明
图1为本发明装置示意图；
图2为本发明中微型涡流发生器排布示意图；
图3为本发明中楔形块示意图；
图4为本发明中激波边界层干扰模拟装置示意图；
图5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.激波边界层干扰模拟装置；3.尾支撑；4.测力天平；5.微型涡流发生器；6.喷管；7.收集器；8.弯刀机构；9.试验舱地板；10.试验舱；11.顶部圆柱；12.中部支架；13.弯刀刀片；14.弧形滑轨；15.基座；16.支撑杆；17.楔形块。
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1-4，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑3、激波边界层干扰模拟装置2、弯刀机构8、测力天平4；待测模型1置于喷管6和收集器7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8的端部，所述激波边界层干扰模拟装置2设置在弯刀机构8的基座15上，所述待测模型1表面设置微型涡流发生器5，所述测力天平4设置在待测模型1内部。
参照附图5，所述弯刀机构8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运动；待测模型1通过尾支撑3与弯刀机构8的中部支架12连接，所述弯刀机构8带动待测模型1模拟不同的姿态角度。所述激波边界层干扰模拟装置2包括支撑杆16，所述支撑杆16上部设置多个销孔，所述销孔内设置角度不同的顶部圆柱11。顶部圆柱11可以调节不同位置，高超声速气流流经顶部圆柱11会在顶部圆柱11头部产生激波，此激波即为打在待测模型表面的入射激波。激波边界层干扰装置可通过调节顶部圆柱安装角度实现对入射激波位置的调节，以改变微型涡流发生器和分离区的位置，获得参数变化的影响规律。
微型涡流发生器可根据需要选择不同结构形式和数量，在一种实施方式中，所述微型涡流发生器5设置在待测模型1表面分离区上游（距离待测模型前端40%-50%的位置），所述微型涡流发生器5由多个楔形块17依次排列组成。一个楔形块为一个微型涡流发生器的单元。
所述待测模型1为高超声速飞行器的机翼或平板。试验舱10内的试验舱地板9便于安装待测模型，便于人员操作。
另一方面，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验方法，包括如下步骤：
将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；本发明在试验时利用弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；试验中分三次试验实现对微型涡流发生器流动控制效果的评估：第一车次试验过程中利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测力获得该状态下待测模型气动力参数；第二车次利用激波边界层干扰模拟装置制造一道入射激波打在待测模型表面，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量分离流动情况下的待测模型气动力；第三车次在待测模型表面布置微型涡流发生器，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量带流动控制情况下的待测模型气动力。通过不同车次间的对比获得微型涡流发生器流动控制效果的对比图像和定量气动力数据。
分离流动控制的手段包括吹吸气、粗糙元和等离子体激励等，分离流动过程的预测包括数值预测、风洞试验和飞行试验。本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置及方法，利用油流法和测力天平测力可准确捕捉分离流流动过程中的变化，通过更换不同涡流发生器和调整入射激波位置实现了对分离流动控制技术的综合性能评估。由于数值预测无法准确模拟细微流动结构和飞行试验成本昂贵等问题，本发明为高超声速流动分流和控制技术研究提供了一种有效的技术手段。
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 (5)

1.一种高超声速分离流动控制试验装置，其特征在于，所述装置包括尾支撑(3)、激波边界层干扰模拟装置(2)、弯刀机构(8)、测力天平(4)；待测模型(1)置于喷管(6)和收集器(7)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(8)的端部；所述激波边界层干扰模拟装置(2)设置在弯刀机构(8)的基座(15)上；所述待测模型(1)表面设置微型涡流发生器(5)，所述测力天平(4)设置在待测模型(1)的内部；基于所述高超声速分离流动控制试验装置的高超声速分离流动控制试验方法，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)进行第一车次试验，第一车次试验过程中利用油流法获得待测模型表面在特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测力获得该状态下待测模型气动力参数；
(4)进行第二车次试验，第二车次试验过程中利用激波边界层干扰模拟装置制造一道入射激波打在待测模型表面，同样利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量分离流动情况下的待测模型气动力；
(5)进行第三车次试验，第三车次试验过程中在待测模型表面布置微型涡流发生器，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量带流动控制情况下的待测模型气动力；
(6)通过不同车次间的对比获得微型涡流发生器流动控制效果的对比图像和定量气动力数据。
2.根据权利要求1所述的高超声速分离流动控制试验装置，其特征在于，所述弯刀机构(8)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(8)的中部支架(12)连接，所述弯刀机构(8)带动待测模型(1)模拟不同的攻角。
3.根据权利要求1所述的高超声速分离流动控制试验装置，其特征在于，所述激波边界层干扰模拟装置(2)包括支撑杆(16)，所述支撑杆(16)上部设置多个销孔，所述销孔内设置角度不同的顶部圆柱(11)。
4.根据权利要求1所述的高超声速分离流动控制试验装置，其特征在于，所述微型涡流发生器(5)设置在待测模型(1)表面分离区上游，所述微型涡流发生器(5)由多个楔形块(17)依次排列组成。
5.根据权利要求1所述的高超声速分离流动控制试验装置，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。
CN202210161176.XA 2022-02-22 2022-02-22 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法 Active CN114216649B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210161176.XA CN114216649B (zh) 2022-02-22 2022-02-22 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210161176.XA CN114216649B (zh) 2022-02-22 2022-02-22 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114216649A CN114216649A (zh) 2022-03-22
CN114216649B true CN114216649B (zh) 2022-05-06

Family

ID=80709258

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210161176.XA Active CN114216649B (zh) 2022-02-22 2022-02-22 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114216649B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117073963B (zh) * 2023-10-13 2024-01-26 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种双喷口反相位脉冲射流风洞试验装置及试验方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5058837A (en) * 1989-04-07 1991-10-22 Wheeler Gary O Low drag vortex generators
WO2015198093A1 (en) * 2014-06-24 2015-12-30 Peter Ireland Efficiency improvements for flow control body and system shocks
CN110940482A (zh) * 2019-11-13 2020-03-31 中国航天空气动力技术研究院 一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置
CN111024362A (zh) * 2019-12-19 2020-04-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 用于对称面内级间分离轨迹预估的试验装置及试验方法
CN111122101A (zh) * 2020-01-08 2020-05-08 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高超声速风洞双罩体静态抛罩背撑测力试验装置
CN111859651A (zh) * 2020-07-10 2020-10-30 浙江运达风电股份有限公司 一种低空气密度下风电机组发电性能优化方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101424586A (zh) * 2008-11-12 2009-05-06 北京航空航天大学 高风速烟雾显示方法及其装置
CN102012308B (zh) * 2010-05-19 2012-01-11 北京航空航天大学 模型俯仰/摇滚运动下速度/压力联合同步测量方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5058837A (en) * 1989-04-07 1991-10-22 Wheeler Gary O Low drag vortex generators
WO2015198093A1 (en) * 2014-06-24 2015-12-30 Peter Ireland Efficiency improvements for flow control body and system shocks
CN110940482A (zh) * 2019-11-13 2020-03-31 中国航天空气动力技术研究院 一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置
CN111024362A (zh) * 2019-12-19 2020-04-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 用于对称面内级间分离轨迹预估的试验装置及试验方法
CN111122101A (zh) * 2020-01-08 2020-05-08 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高超声速风洞双罩体静态抛罩背撑测力试验装置
CN111859651A (zh) * 2020-07-10 2020-10-30 浙江运达风电股份有限公司 一种低空气密度下风电机组发电性能优化方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Investigation on the three-dimensional shock wave/turbulence boundary layer control induced by the secondary recirculation jets;Zhao-bo Du等;《Computers and Fluids》;20220210;全文 *
声爆近场压力测量风洞试验技术研究进展;钱战森等;《空气动力学学报》;20180831;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114216649A (zh) 2022-03-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Schulte et al. Unsteady wake-induced boundary layer transition in high lift LP turbines
Zhang et al. Review of zero-net-mass-flux jet and its application in separation flow control
Tensi et al. Modification of the wake behind a circular cylinder by using synthetic jets
Smith Interaction of a synthetic jet with a crossflow boundary layer
CN104132811B (zh) 冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置
CN104760683B (zh) 利用零质量射流减小机翼激波阻力的方法
CN114216649B (zh) 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法
CN107525647B (zh) 一种气动失速的动态分岔发生装置
Lee Vertical tail buffeting of fighter aircraft
CN107631753A (zh) 一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置
CN116448374A (zh) 一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法
Lian et al. Starting flow and structures of the starting vortex behind bluff bodies with sharp edges
CN203231879U (zh) 桥梁风浪流耦合场、弹性模型及动态响应试验测试系统
Li et al. Experimental study of Reynolds number effects on performance of thick CAS wind turbine airfoils
Wolf et al. Experimental and numerical studies on highly loaded supersonic axial turbine cascades
CN112084615A (zh) 复杂地形下的风力发电机雷击风险评估方法
Robinson et al. The effect of atmospheric turbulence on trains
Shaw et al. Full-scale flight demonstration of active control of a pod wake
O'Connor et al. Design of a 2-D fairing for a wind turbine tower
Zanotti et al. An experimental set up for the study of the retreating blade dynamic stall
Mossman et al. The Effect of Lip Shape on a Nose-Inlet Installation at Mach Numbers From 0 to 1.5 and a Method for Optimizing Engine-Inlet Combinations
Lefebvre et al. Influence of wake interference and freestream turbulence on airfoil performance in the cylinder-airfoil configuration
CN110320046A (zh) 航空发动机试车台实物模型及工作方法
Spedding et al. Deducing aerodynamic mechanisms from near-and far-wake measurements of fixed and flapping wings at moderate Reynolds number
Sobieczky et al. DFVLR-F5 test wing experiment for computational aerodynamics

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant