CN114813020A - 一种结霜实验装置及应用 - Google Patents

一种结霜实验装置及应用 Download PDF

Info

Publication number
CN114813020A
CN114813020A CN202210331485.7A CN202210331485A CN114813020A CN 114813020 A CN114813020 A CN 114813020A CN 202210331485 A CN202210331485 A CN 202210331485A CN 114813020 A CN114813020 A CN 114813020A
Authority
CN
China
Prior art keywords
speed
wind channel
schlieren
speed wind
frosting
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.)
Pending
Application number
CN202210331485.7A
Other languages
English (en)
Inventor
赖天伟
强铭琛
侯予
颜少航
赵琪
龚建英
张兴群
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.)
Xian Jiaotong University
Original Assignee
Xian Jiaotong University
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 Xian Jiaotong University filed Critical Xian Jiaotong University
Priority to CN202210331485.7A priority Critical patent/CN114813020A/zh
Publication of CN114813020A publication Critical patent/CN114813020A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • 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
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)

Abstract

本申请属于观测设备技术领域，特别是涉及一种结霜实验装置及应用。现有测量装置不能直接观测超音速下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响,没有合适的经验关联式来推算结霜量。本申请提供了一种结霜实验装置，包括纹影产生机构、高速风道和控温机构，所述纹影产生机构包括光源组件和纹影观测组件，所述光源组件设置于所述高速风道一侧，所述纹影观测组件设置于所述高速风道另一侧，所述控温机构能够在所述高速风道内移动，所述高速风道中的流速能够达到超音速。可以直观有效地观测超音速下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响。

Description

一种结霜实验装置及应用
技术领域
本申请属于观测设备技术领域，特别是涉及一种结霜实验装置及应用。
背景技术
随着航空航天工业的发展，机翼的结霜特性及除霜技术被广泛地关注。目前，利用低温风洞技术对飞机的飞行状态进行模拟，来观测机翼的结霜及除霜特性是主要的测试手段。飞行器以超音速飞行时，扰动来不及传到飞行器的前面去，前面的气体受到压缩，形成集中的强扰动，这时出现一个压缩过程的界面，即为激波。经过激波气体密度会产生较大的突变。激波对气体的热物理性能有一定的影响。而超音速下激波对结霜的影响，目前的研究还不够深入。
现有测量装置不能直接观测超音速下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响,没有合适的经验关联式来推算结霜量。
发明内容
1.要解决的技术问题
基于现有测量装置不能直接观测超音速下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响的问题，本申请提供了一种结霜实验装置及应用。
2.技术方案
为了达到上述的目的，本申请提供了一种结霜实验装置，包括纹影产生机构、高速风道和控温机构，所述纹影产生机构包括光源组件和纹影观测组件，所述光源组件设置于所述高速风道一侧，所述纹影观测组件设置于所述高速风道另一侧，所述控温机构能够在所述高速风道内移动，所述高速风道中的流速能够达到超音速。
本申请提供的另一种实施方式为：所述光源组件包括依次排列的光源和第一反光镜，所述光源与所述第一反光镜之间设置有第一凹面镜，所述纹影观测组件包括依次排列的第二反光镜、刀片和高速摄像机，所述刀片与所述高速摄像机之间设置有第二凹面镜；所述光源发出的光经所述第一反光镜反射至所述第一凹面镜穿过所述高速风道后，经过所述第二凹面镜反射至第二反光镜后经过刀片在所述高速摄像机上形成明暗相间的纹影。
本申请提供的另一种实施方式为：所述高速风道为喷管式高速风道，所述高速风道包括第一盖板和第二盖板，所述第一盖板与所述第二盖板相对设置，所述第一盖板为透明材质制成，所述第二盖板为透明材质制成，所述光源组件发出的光经过所述第一盖板穿过所述高速风道后经过所述第二盖板到达所述纹影观测组件。
本申请提供的另一种实施方式为：所述控温机构包括相互连接的空腔球体和充注排出管路，所述充注排出管路包括气体充注排出管和液体充注排出管，所述气体充注排出管与所述空腔球体连通，所述液体充注排出管伸入所述空腔球体内部。
本申请提供的另一种实施方式为：所述充注排出管路与位移调节器连接，使得所述控温机构在所述高速风道中进行移动。
本申请提供的另一种实施方式为：所述位移调节器包括底座，所述底座通过若干支承架与所述高速风道连接，所述底座上设置有可移动支撑物台，所述充注排出管路设置于所述可移动支撑物台上。
本申请提供的另一种实施方式为：所述高速风道包括依次连接的引流道、渐缩流道、流道喉部和渐扩流道，所述空腔球体直径远小于所述流道喉部高度。
本申请还提供一种对所述的结霜实验装置的应用，通过移动空腔球体在高速风道中的位置，将所述装置用于观测从亚音速到超音速状态下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响。
本申请提供的另一种实施方式为：所述装置可应用于结霜实验和融霜实验。
3.有益效果
与现有技术相比，本申请提供的结霜实验装置的有益效果在于：
本申请提供的结霜实验装置，为一种超音速流场中观测物体结霜与融霜特性的实验装置。
本申请提供的结霜实验装置，利用纹影法可以直观有效地观测超音速下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响。
本申请提供的结霜实验装置，可测量前后压差等参数，拟合霜层的经验关联式、形成对应关系，进而达到可通过压差反向推算入口气流水蒸气含量的功能。
附图说明
图1是本申请的结霜实验装置结构示意图；
图2是本申请的纹影产生机构结构示意图；
图3是本申请的结霜实验装置局部结构示意图；
图4是本申请的控温机构局部结构示意图。
具体实施方式
在下文中，将参考附图对本申请的具体实施例进行详细地描述，依照这些详细的描述，所属领域技术人员能够清楚地理解本申请，并能够实施本申请。在不违背本申请原理的情况下，各个不同的实施例中的特征可以进行组合以获得新的实施方式，或者替代某些实施例中的某些特征，获得其它优选的实施方式。
纹影法是一种常用的光学观测方法。其基本原理，是利用光在被测流场中的折射率梯度正比于流场的气流密度进行测量。通过被测流场的光，在经过高速摄像机前刀片时，密度大的区域因为偏折大被刀口挡住，在屏幕上呈现暗纹，密度小的区域因为偏折小未被挡住，在屏幕上呈现亮纹。
参见图1～4，本申请提供一种结霜实验装置，包括纹影产生机构、高速风道和控温机构，所述纹影产生机构包括光源组件和纹影观测组件，所述光源组件设置于所述高速风道一侧，所述纹影观测组件设置于所述高速风道另一侧，所述控温机构能够在所述高速风道内移动，所述高速风道中的流速能够达到超音速。
由于高速风道中的流速可以达到超音速，使得风道内的物体在超音速气流下结霜；采用纹影法观测超音速风道中结霜物体周围激波的特性，以及激波对霜层的影响；在高速低温风道两侧，纹影产生机构通过光源组件在高速风道形成投影后通过纹影观测组件进行观测。控温机构可以通过调节温度实现冷表面的结霜或者融霜过程。
具体的，控温机构在高速风道中进行移动，光源组件通过高速风道将光摄入控温机构表面后进入纹影观测组件，通过纹影观测组件观测冷表面从亚音速到超音速的不同流速下结霜或融霜的特性。
进一步地，所述光源组件包括依次排列的光源1和第一反光镜2，所述光源1与所述第一反光镜2之间设置有第一凹面镜3，所述纹影观测组件包括依次排列的第二反光镜5、刀片6和高速摄像机7，所述刀片6与所述高速摄像机7之间设置有第二凹面镜4；所述光源1发出的光经所述第一反光镜2反射至所述第一凹面3镜穿过所述高速风道后，经过所述第二凹面镜4反射至第二反光镜5后经过刀片6在所述高速摄像机7上形成明暗相间的纹影。
由光源1发出的光，经第一反光镜2与第一凹面镜3，垂直经过高速风道结霜，再通过第二凹面镜4与第二反光镜5，经刀片6进入高速摄像机7进行成像。由于光的偏折，则可产生明暗相间的纹影来呈现出激波的特性。
参见图2，光源1和第一反光镜2之间没有障碍物，第一凹面镜3设置于第一反光镜2反射光的光路上；第一凹面镜3在光源1和第一反光镜2形成的平面下方。第二凹面镜4在第二反光镜5与高速摄像机7形成的平面上方。
由于产生激波的区域气体密度会突变，进入高速风道结霜位置的光线，部分穿过密度大的气体，会产生较大的偏折经刀片6遮挡，在屏幕上呈现暗纹，部分光线穿过密度小的气体因为偏折小未被挡住，在屏幕上呈现亮纹。
进一步地，所述高速风道为喷管式高速风道，所述高速风道包括第一盖板8和第二盖板8，所述第一盖板8与所述第二盖板8相对设置，所述第一盖板8为透明材质制成，所述第二盖板8为透明材质制成，所述光源组件发出的光经过所述第一盖板8穿过所述高速风道后经过所述第二盖板8到达所述纹影观测组件。喷管式高速风道为类缩放喷管风道，流速可在喉部处达到音速，使风道内的物体在超音速下结霜。所述喷管式高速风道的两侧由透明盖板密封，以便纹影观测组件观测，达到可视化目的。
进一步地，所述控温机构包括相互连接的空腔球体12和充注排出管路13，所述充注排出管路13包括气体充注排出管17和液体充注排出管18，所述气体充注排出管17与所述空腔球体12连通，所述液体充注排出管18伸入所述空腔球体12内部。
具体的，所述充注排出管路13有两根管组成，一个为气体充注排出管17，与空腔球体12联接，另一个为液体充注排出管18，伸入空腔球体12内部。
充注排出管路13用于将工质充注到被测空腔球体12的内腔中，进行冷却或加热空腔球体12；可根据实验需求，分别充注低温液体和高温气体，实现空腔球体12表面的结霜或融霜实验；且充入的工质在空腔球体12内发生相变热交换处于两相区，空腔球体12的表面温度可视为均匀等温。在结霜实验中，充注的低温液体吸热蒸发为气体排出，在融霜实验中，充注的高温气体放热冷凝为液体排出，空腔球体12内均处于两相区；空腔球体12采用良好的导热材料，每一处的温度可视为相等的，并可通过测量内部压力来确定温度。
具体的，根据充注工质的不同，可实现在温度较高的气流中，充注低温液体从而使空腔球体12表面结霜；在温度较低的气流中，充注高温气体从而使结霜的空腔球体12表面融霜的不同实验功能，从而实现超音速下物体的结霜以及融霜特性的观测。
进一步地，所述充注排出管路13与位移调节器连接，使得所述控温机构在所述高速风道中进行移动，从流道出口伸入至流道内部；由充注排出管路13连接的空腔球体12与流道在轴向上保证同轴性；并使装置在轴向上可径向移动，从而改变被测物体在流道中的位置。
位移调节器用于调节被测物体在流场中的位置，位移调节器与流道在轴向上保证同轴性，并使冷表面结霜组件在轴向上可径向移动，从而改变被测物体在流道中的位置，来观测从亚音速到超音速的不同流速下，物体结霜与除霜的特性；并且还可测量前后压差等参数，拟合霜层的经验关联式、形成对应关系，进而可通过压差反向推算入口气流水蒸气含量。
进一步地，所述位移调节器包括底座16，所述底座16通过若干支承架15与所述高速风道连接，所述底座16上设置有可移动支撑物台14，所述充注排出管路13设置于所述可移动支撑物台14上。
可移动支撑物台14与支撑流道的支承架15固定在开有通槽的底座16上，在轴向上保证同轴性，并使装置在轴向上可径向移动，从而改变被测物体在流道中的位置，来观测从亚音速到超音速的不同流速下，物体结霜与除霜的特性，调节置物台移动的方法不限。
进一步地，所述高速风道包括依次连接的引流道11、渐缩流道、流道喉部10和渐扩流道9，所述空腔球体12直径远小于所述流道喉部10高度。避免被测物体对流场产生较大影响。
在流道入口、出口和喉部处监测流场关键参数，从而进行结霜经验关联式的拟合，形成对应关系，进而可通过压差反向推算入口气流水蒸气含量。
具体的，多个传感器分别布置在流道进出口及喉部位置，监测关键工况参数，通过进出口气流的含湿量与流量确定结霜量，进而通过前后压差等参数拟合霜层的经验关联式，得到结霜的规律，进而达到通过前后压差等参数可反向推算出入口气流水蒸气含量的目的。
气体经流道，在喉部处达到音速，空腔球体12表面结霜，并且产生激波效应，改变周围的气体密度。引流道11保证流动的均匀性，并且通过透明盖板，实现装置可视化。
尽管在上文中参考特定的实施例对本申请进行了描述，但是所属领域技术人员应当理解，在本申请公开的原理和范围内，可以针对本申请公开的配置和细节做出许多修改。本申请的保护范围由所附的权利要求来确定，并且权利要求意在涵盖权利要求中技术特征的等同物文字意义或范围所包含的全部修改。

Claims (9)

1.一种结霜实验装置，其特征在于：包括纹影产生机构、高速风道和控温机构，所述纹影产生机构包括光源组件和纹影观测组件，所述光源组件设置于所述高速风道一侧，所述纹影观测组件设置于所述高速风道另一侧，所述控温机构能够在所述高速风道内移动，所述高速风道中的流速能够达到超音速。
2.如权利要求1所述的结霜实验装置，其特征在于：所述光源组件包括依次排列的光源和第一反光镜，所述光源与所述第一反光镜之间设置有第一凹面镜，所述纹影观测组件包括依次排列的第二反光镜、刀片和高速摄像机，所述刀片与所述高速摄像机之间设置有第二凹面镜；所述光源发出的光经所述第一反光镜反射至所述第一凹面镜穿过所述高速风道后，经过所述第二凹面镜反射至第二反光镜后经过刀片在所述高速摄像机上形成明暗相间的纹影。
3.如权利要求1所述的结霜实验装置，其特征在于：所述高速风道为喷管式高速风道，所述高速风道包括第一盖板和第二盖板，所述第一盖板与所述第二盖板相对设置，所述第一盖板为透明材质制成，所述第二盖板为透明材质制成，所述光源组件发出的光经过所述第一盖板穿过所述高速风道后经过所述第二盖板到达所述纹影观测组件。
4.如权利要求1所述的结霜实验装置，其特征在于：所述控温机构包括相互连接的空腔球体和充注排出管路，所述充注排出管路包括气体充注排出管和液体充注排出管，所述气体充注排出管与所述空腔球体连通，所述液体充注排出管伸入所述空腔球体内部。
5.如权利要求4所述的结霜实验装置，其特征在于：所述充注排出管路与位移调节器连接，使得所述控温机构在所述高速风道中进行移动。
6.如权利要求5所述的结霜实验装置，其特征在于：所述位移调节器包括底座，所述底座通过若干支承架与所述高速风道连接，所述底座上设置有可移动支撑物台，所述充注排出管路设置于所述可移动支撑物台上。
7.如权利要求6所述的结霜实验装置，其特征在于：所述高速风道包括依次连接的引流道、渐缩流道、流道喉部和渐扩流道，所述空腔球体直径远小于所述流道喉部高度。
8.一种对权利要求1～7中任一项所述的结霜实验装置的应用，其特征在于：将所述装置用于观测从亚音速到超音速状态下霜层表面流场特性及激波对霜层的影响。
9.如权利要求8所述的结霜实验装置的应用，其特征在于：所述装置应用于结霜实验或者融霜实验。
CN202210331485.7A 2022-03-31 2022-03-31 一种结霜实验装置及应用 Pending CN114813020A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210331485.7A CN114813020A (zh) 2022-03-31 2022-03-31 一种结霜实验装置及应用

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210331485.7A CN114813020A (zh) 2022-03-31 2022-03-31 一种结霜实验装置及应用

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114813020A true CN114813020A (zh) 2022-07-29

Family

ID=82532382

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210331485.7A Pending CN114813020A (zh) 2022-03-31 2022-03-31 一种结霜实验装置及应用

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114813020A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116878813A (zh) * 2023-09-08 2023-10-13 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 可从展向方向观测结霜的翼型结霜实验模型及实验方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116878813A (zh) * 2023-09-08 2023-10-13 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 可从展向方向观测结霜的翼型结霜实验模型及实验方法
CN116878813B (zh) * 2023-09-08 2023-11-17 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 可从展向方向观测结霜的翼型结霜实验模型及实验方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN204314045U (zh) 一种小型回流式结冰风洞设备
CN106679926B (zh) 一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法
CN107941454B (zh) 基于丙酮示踪剂的高超声速plif风洞实验方法
CN113324727B (zh) 一种针对压缩拐角超声速流场结构的纹影图像处理方法
CN114813020A (zh) 一种结霜实验装置及应用
CN107976297B (zh) 基于丙酮示踪剂的高超声速plif成像诊断系统
Knezevici et al. Particle size effects on ice crystal accretion
Zhang et al. Analysis of frost thickness and roughness growth from the perspective of frost crystal structure
Mason et al. Understanding ice crystal accretion and shedding phenomenon in jet engines using a rig test
CN114739622A (zh) 一种结霜实验装置及应用
Chalmers et al. Ice Crystal Environment Modular Axial Compressor Rig: Characterization of Particle Fracture and Melt Across One Rotor Using Laser Shadowgraphy
CN114216645A (zh) 一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法
Knezevici et al. Particle size effects on ice crystal accretion-part II
Struk et al. Preparation for scaling studies of ice-crystal icing at the NRC research altitude test facility
KR101220698B1 (ko) 가스터빈 엔진의 고공환경 시험을 위한 냉각 장치
McLellan et al. Investigation of a Two-step Nozzle in the Langley 11-inch Hypersonic Tunnel
Ma et al. Experimental investigation on the characteristics of film thickness and temperature on the heated surface during spray cooling
Benitez et al. Separation and transition on a cone-cylinder-flare: Experimental campaigns
Satheesh et al. High speed schlieren facility for visualization of flow fields in hypersonic shock tunnels
Saravanan et al. Schlieren visualization of shock wave phenomena over a missile-shaped body at hypersonic Mach numbers
MaCleod et al. Ice crystal accretion test rig development for a compressor transition duct
Qin et al. Experimental verification of pulsation suppression over spiked cylinder using standard/double/inverse aerodome
Tetteh et al. The compact icing research tunnel (CIRT)
Pinto et al. Flow characterization of the T3 hypersonic shock tunnel
RU167393U1 (ru) Гиперзвуковая ударная аэродинамическая установка

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