CN116757002B - 一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法。该温度效应抑制方法包括分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验。该抑制方法包括多种防护措施，涉及天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正。该抑制方法简单，实施容易，结果准确，效果良好，安全可靠，不会对试验模型和高超声速风洞产生不利影响。不仅能够用于高超声速风洞试验数据精准度的提升，对于低温风洞试验、极端温度环境下的热防护同样具有借鉴价值。

Description

一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法

技术领域

本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法。

背景技术

高超声速风洞是高超声速飞行器气动特性参数获取与评估的重要平台，是飞行器研制过程中不可或缺的重要地面设备。为了在地面环境下模拟飞行器真实飞行中面临的高马赫数条件，高超声速风洞需要对气流进行加热，以避免流速过快导致气流出现冷凝，因此，高超声速风洞试验时模型、天平与支撑装置均会处于较为严酷的热环境下，模型与支撑装置的结构外形受热后可能发生变化，而天平应变片也会因高温环境或温度梯度的影响造成精度下降。

目前，新型高超声速飞行器广泛使用的高升力布局试验模型普遍具有壁面薄、内部空间小的特点，试验中的高温环境对模型和天平的影响更加突出，温度效应的影响一步加剧，而特殊的气动布局又使得新型高超声速飞行器对试验数据精度有着更高要求。为了满足新型高超声速飞行器的研制所需，必须探索高马赫数风洞试验温度效应的抑制方法。

早期研究认为，高超声速风洞试验中的热环境主要会对测力天平产生影响，而天平在高温环境下出现的温度效应是造成试验数据准度和精度下降的主要原因，因此温度效应抑制研究主要集中于天平热防护与温度补偿领域。为此，研究人员一方面通过设计天平水冷套或玻璃钢隔热套提高天平热防护能力，确保试验过程中天平温度始终能够工作在相对稳定的温度范围，另一方面则采用各类温度补偿方法修正电压输出值，以减小天平零点漂移，提高应变计灵敏度。但进一步研究发现，高温环境下天平温度效应仅仅是导致试验数据精准度下降的一个因素，在高温环境下，模型、天平支杆以及支撑系统的状态同样可能发生变化。在某高超声速模型定迎角试验过程中发现，当天平采取热防护措施后，马赫数5试验时，试验全过程法向力系数相对稳定，但随着温度升高，马赫数8时法向力系数则随试验时间增加单调增大，法向力系数相对初始时刻的偏差（△Cyt/Cyt）在50秒后可达3.9%左右。因此，提升高超声速风洞试验数据测量的精准度，必须综合考虑模型、天平、支杆以及支撑系统的影响，但在目前针对这一方面开展的研究依然偏少。

当前，亟需发展一种综合性的高超声速风洞试验温度效应抑制方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法。

本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法，包括以下步骤：

S10.分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；

对于引起温度效应的因素进行分析，根据来源和处理方式，将温度效应抑制方法分为天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正；

S20.根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；

根据高超声速风洞试验条件，确定高超声速风洞试验状态，评估温度效应的主要影响因素，选择一种或者两种以上的温度效应抑制方法；

S30.进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；

根据初步选择的温度效应抑制方法，设计各种温度效应抑制方法的试验模型或者风洞运行方式进行对比试验，根据对比试验结果，确定最终采用的温度效应抑制方法；

S40.按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验；

按照最终确定的温度效应抑制方法优化试验模型和风洞运行方式，确定高超声速风洞试验方案，进行高超声速风洞试验。

进一步地，所述的天平系统热防护，包括天平热防护和支杆热防护；

天平热防护采用水冷套或者隔热套，将水冷套或者隔热套覆盖在天平头部至天平与支杆连接锥的位置，确保试验过程中热量无法从尾支杆向天平元件传递，或通过模型内锥与天平头锥向模型传递；当天平采用水冷套作为热防护装置时，要求水冷套具备足够的通水量，要求水冷套在800℃的流场温度下，将天平温度控制在50℃范围内，具有800℃及800℃以上的流场温度定义为高温流场；当天平采用隔热套作为热防护装置时，要求隔热套具备足够的厚度，确保在马赫数8以上的高超声速风洞试验时，天平工作在预先设置的工作温度范围内；

支杆热防护用于隔绝高超声速风洞试验中的高温流场对支杆结构的热传导，抑制支杆在高超声速风洞试验时出现热变形；支杆热防护采用水冷套或者支杆隔热层，水冷套或者支杆隔热层的热防护区域覆盖支杆的等直段和扩张段的外露区域。当支杆采用水冷套作为热防护装置时，在支杆的等直段和扩张段上加工扇形水槽，形成S型或U型水道，在高超声速风洞试验时，通过外置的冷却水系统在S型或U型水道通入冷却水进行冷却；

进一步地，所述的试验模型热防护采用“非金属外壳+金属钢架”结构形式加工试验模型，金属钢架承受气动载荷，非金属外壳隔绝外部气流加热，以适应高超声速风洞试验尤其是高超声速风洞测力试验对试验模型结构强度及表面粗糙度的要求；非金属外壳采用包括高温复合陶瓷、高硅氧玻璃钢在内的低导热复合材料加工；非金属外壳减小高超声速风洞试验过程中试验模型对天平元件的热传导与热辐射；非金属外壳的表面粗糙度小于Ra1.6；非金属外壳与金属钢架之间采用粘接方式连接，在粘结面加工浅槽定位，增大粘结面积。

进一步地，所述的风洞运行方式优化通过连续变迎角、先开引射气流方式，减少试验模型在高温流场中的滞留时间，从而达到抑制温度效应的目的；

连续变迎角是指试验模型迎角在高温流场中以给定速率连续变化，采集系统对迎角变化中气动载荷和流场参数进行连续采集；要求在连续变迎角试验前进行运行速度对比试验，通过不同速度下试验结果与阶梯变迎角试验结果的对比确定迎角的运行速度；

先开引射气流是指高超声速风洞启动后，先打开引射气流，在主气流调节过程中产生的高温流场气流被被引射器直接抽走，在主气流总压总温调节期间，驻室温度稳定在常温。

进一步地，所述的试验数据修正用于修正支撑系统受热变形导致的试验模型姿态角变化量；

由于高超声速风洞迎角机构处的编码器无法测量马赫数8以上的支撑系统受热变形导致的试验模型姿态角变化量，试验数据修正基于数字图像姿态角测量或者通过在试验模型内部安装迎角传感器的方式，获取高超声速风洞试验过程中试验模型姿态角的真实值，通过数据插值，得到指定迎角下试验模型的气动特性数据。

高超声速风洞测力试验中通常采用阶梯变迎角运行方式，即当模型迎角到位后需在该状态稳定一定时间才进行数据采集，采集结束再进入下一迎角阶梯，因此高超声速风洞测力试验时间相对较长，以某高超声速风洞测力试验为例，完成10个迎角阶梯约需30s以上。当采用连续变迎角试验技术时，试验时模型迎角在流场中以给定速率连续变化，采集系统对迎角变化中气动载荷和流场参数进行连续采集，在相同迎角范围内，较阶梯变迎角模型滞留时间可以缩短30%以上。连续变迎角试验的时间取决于机构运行速度，尽管在给定的堵塞度与角度范围内模型迎角变化对流场总压及动压影响较小，但机构角度运行过快导致的气动迟滞会造成流场偏离准定常状态，使得试验数据与稳态结果偏差过大。因此，连续变迎角试验前应开展运行速度对比试验，通过不同速度下试验结果与阶梯变迎角试验结果的对比确定最佳运行速度，通常情况下，阶梯变迎角与连续变迎角两种运行方式下模型相同状态时主要气动系数偏差应在重复性误差范围内，而最佳运行速度则是满足上述条件的机构最大运行速度。

先开引射气流方式主要针对暂冲式高超风洞，以某Φ0.5米高超声速风洞为例，传统运行方式在暂冲式高超风洞启动后先对主气流进行总压总温调节，主气流总压总温到达设定值后再开引射气流形成稳定流场，在此过程中试验模型位于驻室，通过隔热板与主气流隔离。尽管如此，由于高马赫数时主气流温度高，调节时间长，在马赫数8时，即使隔热板关闭状态下，驻室气温仍接近80℃，隔热板打开后，下驻室温度会迅速升高至120℃左右。采用先开引射气流方式，主气流调节过程中产生的高温气流将直接被引射器抽走，在调压调温期间，驻室温度能够稳定在较低水平，对于同样的暂冲式高超风洞，马赫数8时驻室温度仅有约20℃。

本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法具有如下优点：

（1）适用性强，可用于各类高超声速风洞测力试验；

（2）效果良好，能够有效提升高马赫数下的试验数据精准度；

（3）安全可靠，试验过程不会对模型与风洞产生任何不利影响。

本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法包括多种防护措施，涉及天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正。在高超声速风洞试验中，可根据具体情况采用一种或多种防护措施，通常情况下，采用多种防护措施组合能够取得更好的温度效应抑制效果。对于常规高超声速风洞试验模型，试验时采用“天平系统热防护+试验数据修正”即可得到较好的效果；对于高升力布局试验模型，由于试验模型壁面很薄，对流场温度较为敏感，试验时除了采用“天平系统热防护+试验数据修正”外，还应通过“风洞运行方式优化”降低试验模型的初始温度，缩短试验时间；对于试验过程中无法采用纹影图像或内置迎角传感器进行姿态角修正时，可以采用“天平系统热防护+风洞运行方式优化+模型热防护”。

本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法简单，实施容易，结果准确，效果良好，安全可靠，不会对试验模型和高超声速风洞产生任何不利影响。不仅能够用于高超声速风洞试验数据精准度的提升，对于低温风洞试验、极端温度环境下的热防护同样具有借鉴价值。

附图说明

图1为本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法流程图；

图2为本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法采取的温度效应抑制方法组成框架图；

图3为实施例1获得的对比曲线；

图4为实施例2获得的对比曲线；

图5为实施例3获得的对比曲线；

图6为实施例4获得的对比曲线；

图7为实施例5获得的对比曲线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本发明。

如图1所示，本发明的高超声速风洞试验温度效应抑制方法，包括以下步骤：

S10.分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；

对于引起温度效应的因素进行分析，根据来源和处理方式，如图2所示，将温度效应抑制方法分为天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正；

S20.根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；

根据高超声速风洞试验条件，确定高超声速风洞试验状态，评估温度效应的主要影响因素，选择一种或者两种以上的温度效应抑制方法；

S30.进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；

根据初步选择的温度效应抑制方法，设计各种温度效应抑制方法的试验模型或者风洞运行方式进行对比试验，根据对比试验结果，确定最终采用的温度效应抑制方法；

S40.按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验；

按照最终确定的温度效应抑制方法优化试验模型和风洞运行方式，确定高超声速风洞试验方案，进行高超声速风洞试验。

进一步地，所述的天平系统热防护，包括天平热防护和支杆热防护；

天平热防护采用水冷套或者隔热套，将水冷套或者隔热套覆盖在天平头部至天平与支杆连接锥的位置，确保试验过程中热量无法从尾支杆向天平元件传递，或通过模型内锥与天平头锥向模型传递；当天平采用水冷套作为热防护装置时，要求水冷套具备足够的通水量，要求水冷套在800℃的流场温度下，将天平温度控制在50℃范围内，具有800℃及800℃以上的流场温度定义为高温流场；当天平采用隔热套作为热防护装置时，要求隔热套具备足够的厚度，确保在马赫数8以上的高超声速风洞试验时，天平工作在预先设置的工作温度范围内；

支杆热防护用于隔绝高超声速风洞试验中的高温流场对支杆结构的热传导，抑制支杆在高超声速风洞试验时出现热变形；支杆热防护采用水冷套或者支杆隔热层，水冷套或者支杆隔热层的热防护区域覆盖支杆的等直段和扩张段的外露区域。当支杆采用水冷套作为热防护装置时，在支杆的等直段和扩张段上加工扇形水槽，形成S型或U型水道，在高超声速风洞试验时，通过外置的冷却水系统在S型或U型水道通入冷却水进行冷却；

进一步地，所述的试验模型热防护采用“非金属外壳+金属钢架”结构形式加工试验模型，金属钢架承受气动载荷，非金属外壳隔绝外部气流加热，以适应高超声速风洞试验尤其是高超声速风洞测力试验对试验模型结构强度及表面粗糙度的要求；非金属外壳采用包括高温复合陶瓷、高硅氧玻璃钢在内的低导热复合材料加工；非金属外壳减小高超声速风洞试验过程中试验模型对天平元件的热传导与热辐射；非金属外壳的表面粗糙度小于Ra1.6；非金属外壳与金属钢架之间采用粘接方式连接，在粘结面加工浅槽定位，增大粘结面积。

进一步地，所述的风洞运行方式优化通过连续变迎角、先开引射气流方式，减少试验模型在高温流场中的滞留时间，从而达到抑制温度效应的目的；

连续变迎角是指试验模型迎角在高温流场中以给定速率连续变化，采集系统对迎角变化中气动载荷和流场参数进行连续采集；要求在连续变迎角试验前进行运行速度对比试验，通过不同速度下试验结果与阶梯变迎角试验结果的对比确定迎角的运行速度；

先开引射气流是指高超声速风洞启动后，先打开引射气流，在主气流调节过程中产生的高温流场气流被被引射器直接抽走，在主气流总压总温调节期间，驻室温度稳定在常温。

进一步地，所述的试验数据修正用于修正支撑系统受热变形导致的试验模型姿态角变化量；

由于高超声速风洞迎角机构处的编码器无法测量马赫数8以上的支撑系统受热变形导致的试验模型姿态角变化量，试验数据修正基于数字图像姿态角测量或者通过在试验模型内部安装迎角传感器的方式，获取高超声速风洞试验过程中试验模型姿态角的真实值，通过数据插值，得到指定迎角下试验模型的气动特性数据。

实施例1：

本实施例用于验证在马赫数8以上采取温度效应抑制方法的必要性。

在马赫数Ma为5和马赫数Ma为8时，在试验模型定迎角试验中进行法向力系数Cyt相对偏差ΔCyt/Cyt随时间t变化影响试验，时间t的单位是s，获得图3所示的结果对比曲线。可以看出，在马赫数5时，温度效应对测量结果基本无影响，在马赫数8时，随着试验时间的增加，温度效应对测量结果影响越来越大。本实施例说明有必要采取温度效应抑制方法。

实施例2：

本实施例用于验证支杆热防护的有效性。

马赫数Ma为8时，在天平热防护基础上，在试验模型定迎角试验中进行支杆热防护和支杆无热防护情况下的法向力系数Cyt相对偏差ΔCyt/Cyt随时间t变化影响试验，时间t的单位是s，获得图4所示的结果对比曲线。可以看出，在支杆无防护时，试验50秒时的法向力系数相对偏差为3.9%，而在支杆有热防护时，试验50秒时的法向力系数相对偏差仅约1.8%。本实施例说明支杆防护取得了良好的效果。

实施例3：

本实施例用于验证先开引射气流方式的有效性。

马赫数Ma为8时，在天平热防护基础上，在试验模型定迎角试验中进行正常开车和先开引射两种运行方式下的法向力系数Cyt对比，获得了图5所示的结果对比曲线。可以看出，由于初始温度较低，先开引射方式下试验模型的法向力系数Cyt初值较正常开车时偏低，但试验过程中变化情况与正常开车基本一致。本实施例说明先开引射方式不影响气动特性测量。

实施例4：

本实施例用于验证试验数据修正的有效性。

马赫数Ma为8时，在天平热防护基础上，在试验模型定迎角试验中通过纹影图像测量获得如图6所示的15°定迎角α试验中模型迎角变化量Δα随时间t变化曲线，迎角α的单位是deg，时间t的单位是s，可以看出，随着试验时间增加，模型迎角变化量逐渐增大，在试验开始50秒后，模型迎角变化量可达0.45°左右。本实施例说明有必要进行试验数据修正。

实施例5：

本实施例用于考察综合采用多种温度效应抑制方法的效果。

马赫数Ma为8时，在天平热防护基础上，在试验模型定迎角试验中采用支杆无防护、支杆热防护及“支杆热防护+姿态角修正”三种情况下的法向力系数Cyt相对偏差ΔCyt/Cyt随时间t变化影响试验，时间t的单位是s，获得了图7所示的结果对比曲线。可以看出，“支杆热防护+姿态角修正”的法向力系数相对偏差始终在0.5%以内，温度效应得以有效抑制。本实施例说明综合采用多种温度效应抑制方法效果明显。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (1)

1.一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法，其特征在于，所述的温度效应抑制方法，包括以下步骤：

S10.分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；

对于引起温度效应的因素进行分析，根据来源和处理方式，将温度效应抑制方法分为天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正；

所述的天平系统热防护，包括天平热防护和支杆热防护；

天平热防护采用水冷套或者隔热套，将水冷套或者隔热套覆盖在天平头部至天平与支杆连接锥的位置，确保试验过程中热量无法从尾支杆向天平元件传递，或通过模型内锥与天平头锥向模型传递；当天平采用水冷套作为热防护装置时，要求水冷套具备足够的通水量，要求水冷套在800℃的流场温度下，将天平温度控制在50℃范围内，具有800℃及800℃以上的流场温度定义为高温流场；当天平采用隔热套作为热防护装置时，要求隔热套具备足够的厚度，确保在马赫数8以上的高超声速风洞试验时，天平工作在预先设置的工作温度范围内；

支杆热防护用于隔绝高超声速风洞试验中的高温流场对支杆结构的热传导，抑制支杆在高超声速风洞试验时出现热变形；支杆热防护采用水冷套或者支杆隔热层，水冷套或者支杆隔热层的热防护区域覆盖支杆的等直段和扩张段的外露区域；当支杆采用水冷套作为热防护装置时，在支杆的等直段和扩张段上加工扇形水槽，形成S型或U型水道，在高超声速风洞试验时，通过外置的冷却水系统在S型或U型水道通入冷却水进行冷却；

所述的试验模型热防护采用“非金属外壳+金属钢架”结构形式加工试验模型，金属钢架承受气动载荷，非金属外壳隔绝外部气流加热，以适应包括高超声速风洞测力试验在内的高超声速风洞试验对试验模型结构强度及表面粗糙度的要求；非金属外壳采用包括高温复合陶瓷、高硅氧玻璃钢在内的低导热复合材料加工；非金属外壳减小高超声速风洞试验过程中试验模型对天平元件的热传导与热辐射；非金属外壳的表面粗糙度小于Ra1.6；非金属外壳与金属钢架之间采用粘接方式连接，在粘结面加工浅槽定位，增大粘结面积；

所述的风洞运行方式优化通过连续变迎角、先开引射气流方式，减少试验模型在高温流场中的滞留时间，从而达到抑制温度效应的目的；

连续变迎角是指试验模型迎角在高温流场中以给定速率连续变化，采集系统对迎角变化中气动载荷和流场参数进行连续采集；要求在连续变迎角试验前进行运行速度对比试验，通过不同速度下试验结果与阶梯变迎角试验结果的对比确定迎角的运行速度；

先开引射气流是指高超声速风洞启动后，先打开引射气流，在主气流调节过程中产生的高温流场气流被被引射器直接抽走，在主气流总压总温调节期间，驻室温度稳定在常温；

所述的试验数据修正用于修正支撑系统受热变形导致的试验模型姿态角变化量；

由于高超声速风洞迎角机构处的编码器无法测量马赫数8以上的支撑系统受热变形导致的试验模型姿态角变化量，试验数据修正基于数字图像姿态角测量或者通过在试验模型内部安装迎角传感器的方式，获取高超声速风洞试验过程中试验模型姿态角的真实值，通过数据插值，得到指定迎角下试验模型的气动特性数据；

S20.根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；

根据高超声速风洞试验条件，确定高超声速风洞试验状态，评估温度效应的主要影响因素，选择一种或者两种以上的温度效应抑制方法；

S30.进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；

根据初步选择的温度效应抑制方法，设计各种温度效应抑制方法的试验模型或者风洞运行方式进行对比试验，根据对比试验结果，确定最终采用的温度效应抑制方法；

S40.按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验；

按照最终确定的温度效应抑制方法优化试验模型和风洞运行方式，确定高超声速风洞试验方案，进行高超声速风洞试验。