CN115165289A - 一种超声爆现象风洞试验模拟系统及方法 - Google Patents
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Abstract
一种超声爆现象风洞试验模拟系统及方法，属于超声速风洞试验技术领域。本发明的模拟系统包括高压驱动段、隔离膜片、支撑系统、模型、发射段、靶室、开关阀、通气壁和加热系统，高压驱动段、隔离膜片、支撑系统及模型和发射段共同组成模型发生系统，用于给模型提供初速度，开关阀与通气壁面组成外部供气系统，其作用是将不同介质的气体引入到靶室中，在通气壁面出口侧的近壁附近形成具有流向声速梯度的薄层。靶室内设置加热系统，在靶室的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象。本发明在工程实际应用中具有可操作性。
Description
技术领域
本发明涉及一种声爆特征风洞试验方法，属于超声速风洞试验技术领域。
背景技术
声爆亦称“音爆”，是超声速飞机特有的声学现象。飞机超声速飞行时，周围空气流动中将产生复杂的波系结构，这些波系结构在传播到地面处会形成明显的两道前后激波，激波前后产生压强差被人耳感知后，会听到两声较大声响，该现象称为声爆。超声爆是超声速加速过程或快速机动飞行时产生的声爆聚焦现象，一般会形成比超声速巡航状态下更强的激波。因此，开展超声速飞行器机动状态下超声爆现象研究具有重要意义，特别是在地面风洞试验中再现超声爆现象并开展参数动态测量分析。
常规超声速风洞是根据运动相似性原理开展试验研究，试验模型固定在地面坐标系下，气流通过收缩-扩张的喷管加速到超声速飞行速度。当飞行速度变化时，需要调节喷管的喉道面积或更换不同喷管来实现，无法在一次试验中实现来流速度的实时调节，因此现有超声速风洞试验技术仅能满足开展声爆现象的研究需求，而无法开展飞行器机动状态下超声爆现象研究。
弹道靶是一种实现气动试验模型在静止气体中自由飞行的空气动力学地面试验设备，由模型发射系统、靶室以及高速测试系统组成。模型发射系统的作用给模型在进入靶室前持续提供动力，使模型加速并顺利脱离发生机构，以一定的速度进入靶室。靶室的作用是给模型形成满足一定条件的空间环境，使得模型在其中匀速运动，靶室下游含有阻力系统，用于给模型减速。高速测试系统用于实时观测模型在靶室中运动的状态，并通过一系列非接触测试手段获得空间流场参数信息。但是由于在靶室运动过程中，无法改变模型的运动速度，使得现有弹道靶试验技术也无法满足飞行器机动状态下超声爆现象研究需求。
超声爆现象要求在来流马赫数变化条件下进行，由上述分析可以看出，常规超声速风洞试验是在固定马赫数下进行的，而弹道靶试验是在固定的速度下进行，存在自由流马赫数（马赫数=飞行速度/当地声速）变化的可能性。
相对于常规超声速风洞，弹道靶更有希望实现超声爆现象试验。因此，要想在弹道靶中开展超声爆现象研究，需要对现有弹道靶试验技术进一步发展。
发明内容
本发明为了解决现有风洞试验技术不能满足超声爆现象观测和测量的问题，在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。
本发明的技术方案：
一种超声爆现象风洞试验模拟系统，包括高压驱动段、隔离膜片、支撑系统、模型、发射段、靶室、开关阀、通气壁和加热系统，高压驱动段和发射段配合安装，在高压驱动段和发射段的连接处设有隔离膜片，所述支撑系统和模型设置在发射段内，所述发射段与靶室连通，靶室为密封舱体，靶室上具有通气口，通气口上安装开关阀，靶室内部布置有通气壁和加热系统。
优选的：所述通气壁与通气口布置在靶室的同侧。
优选的：所述通气壁的表面采用孔壁或槽壁形式，通气壁沿模型的飞行方向透气面积单调递增或单调递减。
优选的：所述加热系统设置在靶室的上壁面，加热系统采用辐射式加热系统，通过辐射换热过程，在靶室的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象。
一种超声爆现象风洞试验模拟方法，基于一种超声爆现象风洞试验模拟系统完成的试验过程，包括以下步骤：
步骤1.确定模型发射绝对速度；
高压驱动段和发射段的连接处的隔离膜片破裂后，支撑系统及模型在高压气体的推动下，在发射段内作高速运动，高压气体膨胀，将部分压力能转化为模型和气体本身的动能，要求模型驱动压力与模型速度之间存在以下关系式：
其中，
表示模型驱动压力、
表示模型速度、
表示介质声速；t表示加速过程中的任意瞬时、0表示初始静止状态，
表示气体的比热比，常温空气条件下，
=1.4.；
模型的运动过程由以下方程决定：
其中，
表示模型质量、
表示模型底部面积；b表示模型的前方靶室；
步骤2.确定注入介质及通气壁条件；
若掺混介质选用比空气分子量高的气体，则引入量越多，当地声速越小，对应的飞行马赫数越高，则需要沿模型飞行方向，通气壁沿模型的飞行方向透气面积单调递增；若掺混介质选用比空气分子量小的气体，则引入量越多，当地声速越大，对应的飞行马赫数越小，则需要沿模型飞行方向，通气壁沿模型的飞行方向透气面积单调递减；
步骤3.确定加热系统条件；
加热系统用于模拟真实大气环境中的温度分层现象，在超声速飞行高度下，传播空间内上下温差在70℃以内，采用电加热形式，在靶室的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象，此外通过功率的调节，来控制加热温差；
步骤4.确定试验流程；
根据试验工况的需要，确定初始高压驱动段和靶室的压力，并预置到理论值；开启加热系统，使得在空间范围内形成垂直方向上高下低的温度梯度，以达到模拟要求；开启开关阀，使得在通气壁的近壁附近形成满足流向声速梯度要求的薄层，对隔离膜片进行破膜，开展试验。
本发明具有以下有益效果：
1.本发明提供了一种超声爆现象风洞试验模拟系统及方法，利用弹道靶发射系统建立模型的初始绝对飞行速度；采用外界注入具有不同声速特性的介质，与试验介质掺混，在靶室局部区域沿模型运动方向形成具有流向声速梯度的薄层；采用电加热形式，通过传热过程，会在靶室的垂直方向大范围内形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象；
2.本发明通过风洞试验模拟系统能够模拟超声波爆现象，在工程实际应用中具有可操作性；
3.本发明通过开关阀与通气壁组成的外部供气系统，将不同介质的气体引入到靶室中，调节开关阀的开度，实现外部介质气体与靶室内部气体介质沿垂直方向掺混，在不同的流向透气面积下，两种介质的掺混比例不同，可在通气壁出口侧的近壁附近形成具有流向声速梯度的薄层，当试验模型以一定的速度穿过该区域，即可形成马赫数可变的机动飞行条件；
4.本发明利用靶室内的加热系统，通过辐射换热过程，在靶室的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象。
附图说明
图1为本发明的超声爆现象风洞试验模拟系统示意图；
图2为高压驱动段和发射段连接处的放大示意图；
图中，1-高压驱动段，2-隔离膜片，3-支撑系统，4-模型，5-发射段，6-靶室，7-开关阀，8-通气壁，9-加热系统，10-通气口。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
具体实施方式一，结合图1-图2说明本实施方式，本实施方式的一种超声爆现象风洞试验模拟系统，包括高压驱动段1、隔离膜片2、支撑系统3、模型4、发射段5、靶室6、开关阀7、通气壁8和加热系统9，高压驱动段1和发射段5配合安装，在高压驱动段1和发射段5的连接处设有隔离膜片2，所述支撑系统3和模型4设置在发射段5内，所述发射段5与靶室6连通，靶室6为密封舱体，靶室6上具有通气口10，通气口10上安装开关阀7，靶室6内部布置有通气壁8和加热系统9。
进一步地、所述通气壁8与通气口布置在靶室6的同侧。
进一步地、所述通气壁8的表面采用孔壁或槽壁形式，通气壁8沿模型4的飞行方向透气面积单调递增或单调递减。
进一步地、所述加热系统9设置在靶室6的上壁面，加热系统采用辐射式加热系统，通过辐射换热过程，在靶室6的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象。
高压驱动段1、隔离膜片2、支撑系统3及模型4和发射段5共同组成模型发生系统，隔离膜片2破裂后（膜片破裂方式可采用挤压破裂式、针刺破裂式或电爆破式等），模型4在高压气体的驱动下沿发射段5的发射方向加速运动，在发射段5的出口速度达到最大值并与支撑系统3脱离，最后以一定的初速度进入靶室6，靶室6为密封舱体，可以根据试验工况的要求对内部气体介质种类及压力进行初始调节，其内部包括通气壁8和加热系统9。
通气壁8是风洞试验段采用的一种能容许部分气流穿过壁面的开孔或扣壁板，主要是用来减少洞壁干扰，并起消波作用。
开关阀7与通气壁8组成外部供气系统，通过开关阀7接入不同介质的气体，该气体具有与靶室6内原始气体不同声速。通气壁8的表面可采用孔壁或者槽壁形式，沿模型飞行方向透气面积单调递增或单调递减，其作用是将不同介质的气体引入到靶室中；调节开关阀7的开度，两种介质沿垂直方向掺混，由于沿流向透气面积不同，使得掺混比例不同，可在通气壁8出口侧的近壁附近形成具有流向声速梯度的薄层。当模型以一定的速度穿过该区域，即可形成马赫数可变的机动飞行条件。
在靶室6的上壁面设置加热系统9，通过辐射换热过程，会在靶室的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象，在超声速飞行高度下，越靠近地球表面温度越高，温差在70℃左右（20Km高度与海平面对比）。
具体实施方式二，结合图1-图2说明本实施方式，本实施方式的一种超声爆现象风洞试验模拟方法，基于具体实施方式一的超声爆现象风洞试验模拟系统完成的试验过程，具体包括以下步骤：
步骤1.确定模型发射绝对速度；
高压驱动段1和发射段5的连接处的隔离膜片2破裂后，支撑系统及模型4在高压气体的推动下，在发射段5内作高速运动，高压气体膨胀，将部分压力能转化为模型和气体本身的动能，要求模型驱动压力与模型速度之间存在以下关系式：
其中，
表示模型驱动压力、
表示模型速度、
表示介质声速；t表示加速过程中的任意瞬时、0表示初始静止状态；
模型的运动过程由以下方程决定：
其中，
表示模型质量、
表示模型底部面积；b表示模型的前方靶室；
步骤2.确定注入介质及通气壁条件；
若掺混介质选用比空气分子量高的气体，则引入量越多，当地声速越小，对应的飞行马赫数越高，则需要沿模型飞行方向，通气壁8沿模型4的飞行方向透气面积单调递增；若掺混介质选用比空气分子量小的气体，则引入量越多，当地声速越大，对应的飞行马赫数越小，则需要沿模型飞行方向，通气壁8沿模型4的飞行方向透气面积单调递减；
介质掺混的目的是要在近壁附近形成具有流向声速梯度的薄层，为了满足模拟加速过程的需要，需要介质声速沿流向递减。下边给出了不同介质在同一温度和压力下的声速值（50℃，1bar）：
表1介质在同一温度和压力下的声速值
由上表可以看出，气体分子量越小声速越高，在相同的飞行速度下，对应的马赫数越低。以靶室内气体为空气为例：若掺混介质选用比空气分子量高的气体，如CO2，则引入量越多，当地声速越小，对应的飞行马赫数越高，因此需要沿模型飞行方向，透气面积单调递增；反之，若掺混介质选用比空气分子量小的气体，如He，则引入量越多，当地声速越大，对应的飞行马赫数越小，因此需要沿模型飞行方向，透气面积单调递减。
步骤3.确定加热系统条件；
加热系统9用于模拟真实大气环境中的温度分层现象，在超声速飞行高度下，传播空间内上下温差在70℃以内，采用电加热形式，在靶室6的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象，此外通过功率的调节，来控制加热温差；
采用电加热形式，在靶室6的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，由于采用电加热的形式，热量会从靶室的上端面以传导和辐射的形式在空间范围内形成垂直方向上高下低的温度梯度，进而形成用于模型真实大气环境中的温度分层现象。
采用电加热形式既可以满足模拟温度梯度的需要，又可以通过功率的调节，控制温差；
步骤4.确定试验流程；
根据试验工况的需要，确定初始高压驱动段1和靶室6的压力，并预置到理论值；开启加热系统9，使得在空间范围内形成垂直方向上高下低的温度梯度，以达到模拟要求；开启开关阀7，使得在通气壁8的近壁附近形成满足流向声速梯度要求的薄层，同步破膜（对隔离膜片2进行破膜处理），开展试验。
本实施方式只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。
Claims (5)
1.一种超声爆现象风洞试验模拟系统，其特征在于：包括高压驱动段（1）、隔离膜片（2）、支撑系统（3）、模型（4）、发射段（5）、靶室（6）、开关阀（7）、通气壁（8）和加热系统（9），高压驱动段（1）和发射段（5）配合安装，在高压驱动段（1）和发射段（5）的连接处设有隔离膜片（2），所述支撑系统（3）和模型（4）设置在发射段（5）内，所述发射段（5）与靶室（6）连通，靶室（6）为密封舱体，靶室（6）上具有通气口（10），通气口（10）上安装开关阀（7），靶室（6）内部布置有通气壁（8）和加热系统（9）。
2.根据权利要求1所述的一种超声爆现象风洞试验模拟系统，其特征在于：所述通气壁（8）与通气口（10）布置在靶室（6）的同侧。
3.根据权利要求1所述的一种超声爆现象风洞试验模拟系统，其特征在于：所述通气壁（8）的表面采用孔壁或槽壁形式，通气壁（8）沿模型（4）的飞行方向透气面积单调递增或单调递减。
4.根据权利要求1所述的一种超声爆现象风洞试验模拟系统，其特征在于：所述加热系统（9）设置在靶室（6）的上壁面，加热系统采用辐射式加热系统，通过辐射换热过程，在靶室（6）的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象。
5.一种超声爆现象风洞试验模拟方法，是基于权利要求1的一种超声爆现象风洞试验模拟系统完成的试验过程，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1.确定模型发射绝对速度；
高压驱动段（1）和发射段（5）的连接处的隔离膜片（2）破裂后，支撑系统及模型（4）在高压气体的推动下，在发射段（5）内作高速运动，高压气体膨胀，将部分压力能转化为模型和气体本身的动能，要求模型驱动压力与模型速度之间存在以下关系式：
其中，
表示模型驱动压力、
表示模型速度、
表示介质声速；t表示加速过程中的任意瞬时、0表示初始静止状态，
表示气体的比热比，常温空气条件下，
=1.4；
模型的运动过程由以下方程决定：
其中，
表示模型质量、
表示模型底部面积；b表示模型的前方靶室；
步骤2.确定注入介质及通气壁条件；
若掺混介质选用比空气分子量高的气体，则引入量越多，当地声速越小，对应的飞行马赫数越高，则需要沿模型飞行方向，通气壁（8）沿模型（4）的飞行方向透气面积单调递增；若掺混介质选用比空气分子量小的气体，则引入量越多，当地声速越大，对应的飞行马赫数越小，则需要沿模型飞行方向，通气壁（8）沿模型（4）的飞行方向透气面积单调递减；
步骤3.确定加热系统条件；
加热系统（9）用于模拟真实大气环境中的温度分层现象，在超声速飞行高度下，传播空间内上下温差在70℃以内，采用电加热形式，在靶室（6）的垂直方向上形成上高下低的温度梯度，用于模型真实大气环境中的温度分层现象，此外通过功率的调节，来控制加热温差；
步骤4.确定试验流程；
根据试验工况的需要，确定初始高压驱动段（1）和靶室（6）的压力，并预置到理论值；开启加热系统（9），使得在空间范围内形成垂直方向上高下低的温度梯度，以达到模拟要求；开启开关阀（7），使得在通气壁（8）的近壁附近形成满足流向声速梯度要求的薄层，对隔离膜片（2）进行破膜，开展试验。
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| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115165289B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115541003A (zh) * | 2022-10-12 | 2022-12-30 | 中国航空研究院 | 基于线性传感器阵列的飞机地面声爆测试精度提升方法 |
| CN115876425A (zh) * | 2023-03-03 | 2023-03-31 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种管风洞温度隔离装置及方法 |
| CN116046334A (zh) * | 2023-03-21 | 2023-05-02 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
| CN116839870A (zh) * | 2023-06-30 | 2023-10-03 | 西安工业大学 | 薄膜等离子体闪光持续时间的确定方法及装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN206192618U (zh) * | 2016-10-10 | 2017-05-24 | 西南交通大学 | 用于研究隧道压缩波、微压波的试验装置 |
| CN108195553A (zh) * | 2016-12-08 | 2018-06-22 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置 |
| CN109186934A (zh) * | 2018-11-15 | 2019-01-11 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种空间近场声爆特征高精度测量装置 |
| CN209689873U (zh) * | 2019-04-02 | 2019-11-26 | 合肥铭远航空科技有限公司 | 用于激波管试验的驱动段 |
| CN210487222U (zh) * | 2019-10-28 | 2020-05-08 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种喷流模型声爆特征风洞试验装置 |
| CN114279671A (zh) * | 2022-03-03 | 2022-04-05 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法 |
-
2022
- 2022-09-07 CN CN202211087106.0A patent/CN115165289B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN206192618U (zh) * | 2016-10-10 | 2017-05-24 | 西南交通大学 | 用于研究隧道压缩波、微压波的试验装置 |
| CN108195553A (zh) * | 2016-12-08 | 2018-06-22 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置 |
| CN109186934A (zh) * | 2018-11-15 | 2019-01-11 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种空间近场声爆特征高精度测量装置 |
| CN209689873U (zh) * | 2019-04-02 | 2019-11-26 | 合肥铭远航空科技有限公司 | 用于激波管试验的驱动段 |
| CN210487222U (zh) * | 2019-10-28 | 2020-05-08 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种喷流模型声爆特征风洞试验装置 |
| CN114279671A (zh) * | 2022-03-03 | 2022-04-05 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| LENGYAN: "A CFD Based Sonic Boom Prediction Method and Investigation on the Parameters Affecting the Sonic Boom Signature", 《PROCEDIA ENGINEERING》 * |
| 刘中臣: "声爆近场压力测量风洞试验技术研究进展", 《空气动力学报》 * |
| 王宗浩: "陨石音爆研究思路及弹道靶试验", 《空间碎片研究》 * |
| 高亮杰: "宽速域高超声速气动热风洞理论与技术挑战", 《航空科学技术》 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115541003A (zh) * | 2022-10-12 | 2022-12-30 | 中国航空研究院 | 基于线性传感器阵列的飞机地面声爆测试精度提升方法 |
| CN115876425A (zh) * | 2023-03-03 | 2023-03-31 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种管风洞温度隔离装置及方法 |
| CN116046334A (zh) * | 2023-03-21 | 2023-05-02 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
| CN116839870A (zh) * | 2023-06-30 | 2023-10-03 | 西安工业大学 | 薄膜等离子体闪光持续时间的确定方法及装置 |
| CN116839870B (zh) * | 2023-06-30 | 2024-04-26 | 西安工业大学 | 薄膜等离子体闪光持续时间的确定方法及装置 |
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