CN116222954A - 一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法 - Google Patents

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王红彪
张兆
刘祥
钱丰学
陈植
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Abstract

本发明公开了一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法，目的是为了摩擦应力全局测量，采用涂层加热的方式对模型表面进行加热，待达到热平衡后利用高精度红外热像仪获取模型表面的温度分布，在指定位置采用成熟的摩擦应力局部测量技术获取当地的摩擦应力，基于该摩擦应力和沿流线的温度分布计算整条流线上的摩擦应力；利用成熟的局部摩擦应力测量方法和高精度红外热图技术进行全局摩擦应力测量，测量设备较为简单，对模型表面通过加热涂层以恒定功率进行加热，将摩擦应力大小与当地温度建立关系，计算方法较为简单，摩擦应力的分辨率较高，与红外图像的分辨率相当，可以同时获得其他流场信息。

Description

一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法
技术领域
本发明涉及风洞试验领域，具体涉及一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法。
背景技术
风洞实验是指在风洞中安装飞行器或其他物体的模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种实验方法。阻力是飞行器空气动力学性能的一个重要评估指标，直接关系到飞行器的航程和燃油消耗率。阻力主要包括压差阻力和摩擦阻力。其中，摩擦阻力可以占到飞行器总阻力的30%~50%。如何减小摩擦阻力是飞行器设计人员一直在思索的问题。因此，测量摩擦阻力有非常重要的意义。
摩擦阻力是表面摩擦应力的整体积分。通常所说的摩擦阻力测量是指对模型表面的指定位置或区域进行摩擦应力测量。摩擦应力测量方法一般分为直接测量和间接测量两大类。直接测量方法有摩阻天平、油膜法和剪敏液晶法等。间接测量的技术有很多，主要包括Preston管、Stanton管、底层隔板法、热线、热膜、速度型法等等。其中，油膜法和剪敏液晶法可以进行全局测量，而其他方法则只能进行局部测量。
油膜法测量模型表面摩擦应力的基础是油膜方程。该方程最初由Squire提出，描述了油膜在剪切应力作用下的运动规律。通过测量油膜厚度随时间和空间的变化信息，可以计算出摩擦应力大小。根据其测量原理可知，准确测量油膜厚度至关重要。目前，油膜厚度测量方法大致有三种：干涉法、反射法和荧光法。这些方法对模型表面状态和风洞光学测量通道有严格要求，且解算方法较为复杂。
剪敏液晶法利用了液晶膜对作用在其上的表面摩擦应力具有独特光学特性的原理。当液晶膜受到剪切力作用后，液晶的双折射特性或圆二色性发生改变，从而引起透过它的偏振光发生旋转并对来自液晶低层的反射光进行选择性反射。这种选择性反射使得液晶膜的颜色发生变化。通过校准获得液晶膜颜色变化情况与摩擦应力的对应关系。在实验中，记录液晶膜的颜色图像，基于校准关系就可以计算出对应的摩擦应力。剪敏液晶法需要提供足够多的观察角度，设备布置和解算方法较为复杂。
总体而言，现在的摩擦应力测量方法大多是局部测量方法，其技术较为成熟，设备安装相对简单，而全局测量方法则对硬件要求较高且解算方法较为复杂。
发明内容
本发明的目的是为了摩擦应力全局测量，采用涂层加热的方式对模型表面进行加热，待达到热平衡后利用高精度红外热像仪获取模型表面的温度分布，在指定位置采用成熟的摩擦应力局部测量技术获取当地的摩擦应力，基于该摩擦应力和沿流线的温度分布计算整条流线上的摩擦应力。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
步骤一：获取模型表面流线图，表面流线可由数值模拟、实验测量或理论估计得到。
步骤二：准备加热涂层，在模型表面喷涂加热涂层，涂层分为上、中、下三层。其中上、下两层为绝缘层，要求具有良好的绝缘绝热性能，如聚氨酯绝缘漆。中间层为加热层，要求具有附着力强、发热性能优良、弹性好、耐热老化等优点，如碳纳米管导电水性涂料。整个加热涂层的厚度只有几十微米，涂层表面光滑性较好，涂层的加热均匀性较好。
步骤三：安装局部摩擦应力测量设备。在待测量摩擦应力区域沿流向的起始位置安装局部摩擦应力测量设备，要求该测量方法对下游的流动影响很小，如MEMS摩阻天平、热膜等。
步骤四：获取模型表面的红外热图。在风洞实验中，对加热涂层通电以加热模型表面，保持加热功率恒定，待模型表面达到热平衡后，采用高精度的红外测量系统拍摄模型表面的红外热图。利用事先标定好的温度公式，计算出模型表面的温度分布。
步骤五：获得局部摩擦应力结果。在进行步骤四的同时采集局部摩擦应力测量设备的输出信号，基于预先校准的摩擦应力测量公式计算出指定位置的摩擦应力。
步骤六：获得沿流线的摩擦应力分布。通过公式（1）逐步计算沿流线各点的摩擦应力。其中，
Figure SMS_1
为摩擦应力，单位Pa，T为温度，单位K，/>
Figure SMS_2
是一个常数小量，i为当前点，i+1为沿流线的下一点。以局部摩擦应力测量位置为i=0的点，则（1）式右边的各项为已知条件，可以计算出/>
Figure SMS_3
。依次类推，可以计算出整条流线上的摩擦应力。
Figure SMS_4
（1）
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
利用成熟的局部摩擦应力测量方法和高精度红外热图技术进行全局摩擦应力测量，测量设备较为简单，对模型表面通过加热涂层以恒定功率进行加热，将摩擦应力大小与当地温度建立关系，计算方法较为简单，摩擦应力的分辨率较高，与红外图像的分辨率相当，可以同时获得其他流场信息，如通过红外热图确定转捩位置、通过摩擦应力大小确定分离位置等。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是相邻两点加热示意图；
图2是单点传热示意图；
图3是机翼表面流线示意图；
图4是加热涂层示意图；
图5是安装局部摩擦应力测量设备示意图；
图6是流线上的温度分布；
图7是流线上的摩擦应力分布。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
如图1所示，流线上相邻两点对边界层内的气流进行加热。其中，v表示速度，T表示温度，下标a代表气体。由于是恒定功率加热且加热均匀，达到热平衡后传递到两个虚线框内的热能相同。因此，单位时间内通过两个虚线框的气体获得的热能也相同，即
Figure SMS_5
，
于是有
Figure SMS_6
（2）
单点传热情况如图2所示。对于虚线框内而言，传入的热能和传出的热能达到平衡，则有：
Figure SMS_7
整理上式可得
Figure SMS_8
对上式进行积分可得
Figure SMS_9
(3)
将公式（2）代入公式（3）可得
Figure SMS_10
（4）
由摩擦应力的定义公式
Figure SMS_11
可近似得到
Figure SMS_12
，将其代入公式（4）整理后有
Figure SMS_13
Figure SMS_14
假定i点处的摩擦应力τi已知，i点和i+1点处的温度也已知，则通过上式可以计算出i+1点处的摩擦应力
Figure SMS_15
。
以某二元平直机翼为例进行说明：
如图3所示，通过数值模拟获取机翼表面流线图；如图4所示在机翼表面喷涂加热涂层，先是将下层绝缘层通过喷涂方式覆盖于模型表面，待固化后将加热层喷涂于下层绝缘层表面，采用烘干或其他方式固化，最后喷涂上层绝缘层并等其固化。待涂层制作完成后，对表面进行打磨，尽量保证表面粗糙度不超过1.2μm，以满足风洞实验对模型表面粗糙度的要求。在喷涂加热涂层时应确保各层厚度均匀，整个涂层的厚度约为几十微米。绝缘层要有良好的绝缘绝热性能，加热层要有良好的发热和耐热老化性能。
如图5所示，在指定位置安装局部摩擦应力测量设备，本实施例在机翼展向中间位置的20%弦长处安装MEMS摩阻天平，用以测量局部摩擦应力。MEMS天平需与模型表面齐平。
获取经过MEMS摩阻天平的流线上的温度分布。开始风洞实验，以指定功率通过加热涂层对模型表面进行加热，通过高精度的红外测量系统监测模型表面温度变化；当模型表面达到热平衡后，拍摄模型表面的红外热图；基于事先标定好的红外测温公式，计算出模型表面的温度分布情况，提取经过MEMS摩阻天平的流线上的温度值，如图6所示。
对拍摄模型表面的红外热图的同时，采集MEMS摩阻天平的输出信号，基于MEMS摩阻天平的校准公式，计算出机翼展向中间位置20%弦长处的摩擦应力为50.3Pa。
计算沿流线的摩擦应力值如图5所示，基于20%弦长处的摩擦应力（50.3Pa）以及该点和其后一点的温度值，根据公式（1）得到其后一点的摩擦应力，逐点进行计算，最后可获得x/c=0.2~1.0范围内的摩擦应力分布。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (3)

1.一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一：由数值模拟、实验测量或理论估计得到模型表面流线图；
步骤二：在模型表面喷涂上、中、下三层加热层，其中上层和下层为绝缘层，中间层为加热层；
步骤三：在待测量摩擦应力区域沿流向的起始位置安装局部摩擦应力测量设备；
步骤四：在风洞试验中，对加热涂层通电用以加热模型表面，待模型表面达到热平衡后，拍摄模型表面的红外热图；
步骤五：在步骤四的同时采集局部摩擦应力测量设备的输出信号，基于预先校准的摩擦应力测量公式计算出指定位置的摩擦应力；
步骤六：通过下述公式逐步计算沿流线各点的摩擦应力：
Figure QLYQS_1
，其中：/>
Figure QLYQS_2
为摩擦应力， T为温度，/>
Figure QLYQS_3
是一个常数小量，/>
Figure QLYQS_4
为当前点，/>
Figure QLYQS_5
为沿流线的下一点。
2.根据权利要求1所述的一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法，其特征在于所述模型表面的涂层其表面粗糙度不超过1.2μm。
3.根据权利要求2所述的一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法，其特征在于所述模型表面涂层的各层厚度均匀。
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CN116929701A (zh) * 2023-09-15 2023-10-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型表面流动迹线测量方法及系统
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