CN117969006A - 一种高速风洞高温模型静气弹试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高速风洞高温模型静气弹试验系统及方法，属于风洞静气弹试验技术领域。解决了现有技术中传统的静气弹试验系统及方法难以准确预测高温条件下飞行器的静气动弹性特性的问题；本发明在进行高马赫数自由来流风洞静气弹试验时，利用安装在风洞驻室内的辐射加热系统提前预热弹性模型，并将加热流程与风洞起风流程相配合，保证加热结束后马上进行风洞试验，使模型保持在较高温度进行试验，通过传感器测温系统、红外测温系统、双目位姿测量系统、天平测力系统获得高温模型在高速风洞中温度场、变形场、气动力的具体数据。本发明有效提升了高温条件下静气弹试验获取数据的精准度，可以应用于预测飞行器的静气动弹性特性。

Description

一种高速风洞高温模型静气弹试验系统及方法

技术领域

本发明涉及静气弹试验系统及方法，尤其涉及一种高速风洞高温模型静气弹试验系统及方法，属于风洞静气弹试验技术领域。

背景技术

静气动弹性问题在于真实飞行器在空中飞行时，由于气动力的加载，机翼等部位会产生形变，结构形变会造成气动力的重新分布。静气动弹性问题会对飞机的气动特性造成较大影响，如气动力系数及其各阶导数改变、压心位置改变等，静气动弹性效应会影响飞机结构的静稳定性从而引起扭转发散，同时会改变载荷分布，也会因副翼反效影响操纵效率。

飞行器速度迈入高马赫数之后，随之而来的气动加热现象会造成机体表面温度一直攀升，向结构内部传导后造成机体温度升高，而高马赫数飞行器为了提高飞行航程，需要选用轻质材料，在严酷的热力学环境下，原本的材料物理特性被削弱，热应力现象也随之而来，在高温条件下，也将产生比在低速飞行时的常温环境中越发激烈的气弹现象。通过弹性结构相似的模型可以比较准确地预测飞行器的静气动弹性特性，同时也可以为验证仿真计算方法提供算例，但高速风洞的试验时间较短，往往不能利用短时的高温环境使飞行器模型达到较高温。

综上所述，需要一种采用高温模型进行静气弹试验的方法，且可以同步获得模型的温度、变形和气动力等数据。

发明内容

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。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

鉴于此，为解决现有技术中传统的静气弹试验系统及方法难以准确预测高温条件下飞行器的静气动弹性特性的问题，本发明提供一种高速风洞高温模型静气弹试验系统及方法。

技术方案一如下：一种高速风洞高温模型静气弹试验系统，包括弹性模型、支杆、风洞驻室、辐射加热系统、传感器测温系统、温控系统、红外测温系统、第一光学玻璃、第二光学玻璃、双目位姿测量系统、天平测力系统、数据采集系统和测控系统；

所述温控系统、红外测温系统、双目位姿测量系统、天平测力系统、数据采集系统和测控系统置于风洞驻室外；

所述弹性模型通过支杆设置在风洞驻室内；

所述风洞驻室顶面上设置有第一光学玻璃和第二光学玻璃；

所述辐射加热系统包括辐射加热系统外罩、辐射加热系统灯管、辐射加热系统电源，辐射加热系统外罩设置在风洞驻室的底面上，辐射加热系统灯管设置在辐射加热系统外罩内，辐射加热系统灯管与辐射加热系统电源连接，辐射加热系统电源置于风洞驻室外部；

所述第一光学玻璃上设置有红外测温系统，红外测温系统用于透过第一光学玻璃测量弹性模型表面的温度场，第二光学玻璃上设置有双目位姿测量系统，双目位姿测量系统用于透过第二光学玻璃测量弹性模型在静气弹试验中的变形；

所述传感器测温系统设置于弹性模型上，传感器测温系统通过支杆与温控系统和数据采集系统连接，温控系统与辐射加热系统连接；

所述天平测力系统设置于弹性模型内，天平测力系统通过支杆与数据采集系统连接；

所述辐射加热系统、红外测温系统、双目位姿测量系统和数据采集系统分别与测控系统连接。

进一步地，所述传感器测温系统为数个T型热电偶组成的传感器测温系统。

进一步地，所述弹性模型根据静气弹试验相似准则缩比设计，弹性模型为由复合材料作为主材、金属作为辅材加工而成的弹性模型。

技术方案二如下：一种高速风洞高温模型静气弹试验方法，采用技术方案一所述的一种高速风洞高温模型静气弹试验系统实现，包括以下步骤：

S1.弹性模型及静气弹试验系统处于初始状态，打开辐射加热系统电源；

S2.关闭风洞驻室的舱门，开始均压直至达到设定压力条件；

S3.数据采集系统、温控系统和红外测温系统开始工作，通过温控系统加热弹性模型，达到设定温度后保温，数据采集系统采集传感器测温系统中各个热电偶的温度，红外测温系统采集辐射加热系统外罩的温度；

S4.风洞驻室内的压力达到风洞起风条件，关闭辐射加热系统灯管；

S5.打开辐射加热系统外罩，并在静气弹试验过程中向辐射加热系统外罩持续发送打开指令，采集天平测力系统的初读数；

S6.测控系统控制风洞起风建立稳定流场，弹性模型通过升降机构上升到指定位置后，测控系统向数据采集系统、双目位姿测量系统和红外测温系统下达静气弹试验的触发信号；

具体的：当接收到触发信号时，数据采集系统采集弹性模型的气动力和温度，双目位姿测量系统采集弹性模型的变形图像，红外测温系统采集弹性模型的表面温度；

S7.达到静气弹试验设置时间后，弹性模型下降归位，风洞停风，各系统停止数据采集；

S8.辐射加热系统外罩打开指令关闭，关闭辐射加热系统电源。

本发明的有益效果如下：本发明的一种高速风洞高温模型静气弹试验方法，在进行高马赫数自由来流风洞静气弹试验时，可以利用安装在风洞驻室内的辐射加热系统提前预热弹性模型，并将加热流程与风洞起风流程相配合，保证加热结束后马上进行风洞试验，使模型保持在较高温度进行试验；本发明的一种高速风洞高温模型静气弹试验系统通过传感器测温系统、红外测温系统、双目位姿测量系统、天平测力系统获得高温模型在高速风洞中温度场、变形场、气动力的具体数据。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为一种高速风洞高温模型静气弹试验系统的结构示意图；

图2为传感器测温系统的具体布置示意图；

图3为天平测力系统的结构示意图；

图4为一种高速风洞高温模型静气弹试验方法的流程示意图。

附图标记：1.弹性模型；2.支杆；3.风洞驻室；4.辐射加热系统；41.辐射加热系统外罩；42.辐射加热系统灯管；43.辐射加热系统电源；5.传感器测温系统；6.温控系统；7.红外测温系统；81.第一光学玻璃；82.第二光学玻璃；9.双目位姿测量系统；10.天平测力系统；11.数据采集系统；12.测控系统。

具体实施方式

为了使本发明实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本发明的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例1：参考图1-3详细说明本实施例，一种高速风洞高温模型静气弹试验系统，包括弹性模型1、支杆2、风洞驻室3、辐射加热系统4、传感器测温系统5、温控系统6、红外测温系统7、第一光学玻璃81、第二光学玻璃82、双目位姿测量系统9、天平测力系统10、数据采集系统11和测控系统12；

所述温控系统6、红外测温系统7、双目位姿测量系统9、天平测力系统10、数据采集系统11和测控系统12置于风洞驻室3外；

所述弹性模型1通过支杆2设置在风洞驻室3内；

所述风洞驻室3顶面上设置有第一光学玻璃81和第二光学玻璃82；

所述辐射加热系统4包括辐射加热系统外罩41、辐射加热系统灯管42、辐射加热系统电源43，辐射加热系统外罩41设置在风洞驻室3的底面上，辐射加热系统灯管42设置在辐射加热系统外罩41内，辐射加热系统灯管42与辐射加热系统电源43连接，辐射加热系统电源43置于风洞驻室3外部；

所述第一光学玻璃81上设置有红外测温系统7，红外测温系统7用于透过第一光学玻璃81测量弹性模型1表面的温度场，第二光学玻璃82上设置有双目位姿测量系统9，双目位姿测量系统9用于透过第二光学玻璃82测量弹性模型1在静气弹试验中的变形；

所述传感器测温系统5设置于弹性模型1上，传感器测温系统5通过支杆2与温控系统6和数据采集系统11连接，温控系统6与辐射加热系统4连接；

所述天平测力系统10设置于弹性模型1内，天平测力系统10通过支杆2与数据采集系统11连接；

所述辐射加热系统4、红外测温系统7、双目位姿测量系统9和数据采集系统11分别与测控系统12连接。

具体的，支杆2可由风洞驻室3内的升降机构带动进行升降，进而带动弹性模型1升降，支杆2内部中空，天平测力系统10的数据传输线由支杆2内部穿出与数据采集系统11连接；

辐射加热系统4中由布置在辐射加热系统外罩41内的辐射加热系统灯管42对弹性模型1进行加热，通过温控系统6控制辐射加热系统灯管42的功率进行加热温度调节，本实施例中，布置30支辐射加热系统灯管42，其额定功率为5kW，在5分钟之内即可到达所需加热温度，可将弹性模型1加热到至少250℃，辐射加热系统电源43为通过高压电源、低压配电柜、调功柜后的电源，加热过程中辐射加热系统电源43为辐射加热系统灯管42提供稳定的电力供应；

温控系统6将弹性模型1上布置的传感器测温系统5作为反馈源，根据传感器测温系统5反馈的温度对比设定温度，温控系统6调节辐射加热系统4的功率使弹性模型1达到最终设定温度；

参考图3，天平测力系统10的测力天平采用单柱梁的结构形式，具体根据测力需求和弹性模型1内部空间进行设计，安装在弹性模型1内部，可通过应变片感受弹性模型1受力，天平测力系统10用于测量弹性模型1在静气弹试验中的气动力；

数据采集系统11用于接收传感器测温系统5和天平测力系统10的信号，获得弹性模型1的实时响应，数据采集系统11采集的数据有气动力数据和热电偶数据即弹性模型1温度，通过测控系统12采集由双目位姿测量系统9获得的双目视觉图像即弹性模型1的变形图像和由红外测温系统7获得的红外相机图像即弹性模型1温度场的热力图像，通过主控给定出发信号，上述采集的数据和图像可以实现零点同步、采集同步；

测控系统12用于控制风洞状态以及为静气弹试验系统提供触发信号。

进一步地，所述传感器测温系统5为数个T型热电偶组成；

具体的，参考图2，传感器测温系统5利用T型热电偶获取弹性模型1表面和内部的测点温度，传感器测温系统5采用T型热电偶在弹性模型1的机头、机身、进气道、机翼和机尾位置布置7个正式测温点，T型热电偶的测温最大值可达270℃，同时在7个正式测温点周围对应布置7个备用热电偶，避免试验过程中可能发生的热电偶损坏导致的测点无数据问题；

T型热电偶在弹性模型1加工时就内嵌于弹性模型1材料中，对于机翼等较薄的部件，内嵌在部件根部位置，传感器测温系统5的数据传输线穿过支杆2内部后穿出风洞与温控系统6和数据采集系统11连接，当试验现场中传感器测温系统5与数据采集系统11和温控系统6的数据传输格式不兼容时，中间加装温度变送器，传感器测温系统5向温控系统6传递两个测温点的温度信号用于进行温度反馈，向数据采集系统11传递剩余所有测温点的温度信号，支杆2内部优先布设天平测力系统10的数据传输线，当支杆2内部空间不足时，可以将传感器测温系统5的数据传输线外敷在支杆2外部，但需要包裹隔热布并用高温胶带粘贴结实后才可以进行试验。

进一步地，所述弹性模型1根据静气弹试验相似准则缩比设计，弹性模型1为由复合材料作为主材、金属作为辅材加工而成的弹性模型；

具体的，弹性模型1在高马赫数流场中被加热至高温后易发生变形，因此选用复合材料为主材、金属为辅材加工而成，复合材料为玻璃纤维加双马树脂的结构形式，最高可耐250℃。

实施例2：参考图4详细说明本实施例，一种高速风洞高温模型静气弹试验方法，采用实施例1所述的高速风洞高温模型静气弹试验系统实现，具体包括以下步骤：

S1.弹性模型及静气弹试验系统处于初始状态，打开辐射加热系统电源；

S2.关闭风洞驻室的舱门，开始均压直至达到设定压力条件；

S3.数据采集系统、温控系统和红外测温系统开始工作，通过温控系统加热弹性模型，达到设定温度后保温，数据采集系统采集传感器测温系统中各个热电偶的温度，红外测温系统采集辐射加热系统外罩的温度；

S4.风洞驻室内的压力达到风洞起风条件，关闭辐射加热系统灯管；

S5.打开辐射加热系统外罩，并在静气弹试验过程中向辐射加热系统外罩持续发送打开指令，采集天平测力系统的初读数；

S6.测控系统控制风洞起风建立稳定流场，弹性模型通过升降机构上升到指定位置后，测控系统向数据采集系统、双目位姿测量系统和红外测温系统下达静气弹试验的触发信号；

具体的：当接收到触发信号时，数据采集系统采集弹性模型的气动力和温度，双目位姿测量系统采集弹性模型的变形图像，红外测温系统采集弹性模型的表面温度；

S7.达到静气弹试验设置时间后，弹性模型下降归位，风洞停风，各系统停止数据采集；

S8.辐射加热系统外罩打开指令关闭，关闭辐射加热系统电源。

具体的，在高温条件下，弹性模型1通过天平测力系统10得到测力天平初读数的采集过程和常温不同，由于辐射加热系统4刚关闭时弹性模型1的温度最高，随后弹性模型1的温度会下降，原则上需要采集与静气弹试验开始时温度最接近的读数，但受流程限制，仅能在辐射加热系统外罩41打开时采集；

测控系统12为辐射加热系统外罩41提供打开指令信号，测控系统12控制辐射加热系统电源43的启动与停止，温控系统6控制辐射加热系统灯管42的功率，测控系统12为数据采集系统11、红外测温系统7和双目位姿测量系统9的提供采集弹性模型1数据的触发信号，并控制数据采集系统11、红外测温系统7和双目位姿测量系统9的启动与停止；

试验结束后整合所有采集数据存储进测控系统12，为后续试验提供数据支撑。

尽管根据有限数量的实施例描述了本发明，但是受益于上面的描述，本技术领域内的技术人员明白，在由此描述的本发明的范围内，可以设想其它实施例。此外，应当注意，本说明书中使用的语言主要是为了可读性和教导的目的而选择的，而不是为了解释或者限定本发明的主题而选择的。因此，在不偏离所附权利要求书的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。对于本发明的范围，对本发明所做的公开是说明性的，而非限制性的，本发明的范围由所附权利要求书限定。

Claims (4)

1.一种高速风洞高温模型静气弹试验系统，其特征在于，包括弹性模型（1）、支杆（2）、风洞驻室（3）、辐射加热系统（4）、传感器测温系统（5）、温控系统（6）、红外测温系统（7）、第一光学玻璃（81）、第二光学玻璃（82）、双目位姿测量系统（9）、天平测力系统（10）、数据采集系统（11）和测控系统（12）；

所述温控系统（6）、红外测温系统（7）、双目位姿测量系统（9）、天平测力系统（10）、数据采集系统（11）和测控系统（12）置于风洞驻室（3）外；

所述弹性模型（1）通过支杆（2）设置在风洞驻室（3）内；

所述风洞驻室（3）顶面上设置有第一光学玻璃（81）和第二光学玻璃（82）；

所述辐射加热系统（4）包括辐射加热系统外罩（41）、辐射加热系统灯管（42）、辐射加热系统电源（43），辐射加热系统外罩（41）设置在风洞驻室（3）的底面上，辐射加热系统灯管（42）设置在辐射加热系统外罩（41）内，辐射加热系统灯管（42）与辐射加热系统电源（43）连接，辐射加热系统电源（43）置于风洞驻室（3）外部；

所述第一光学玻璃（81）上设置有红外测温系统（7），红外测温系统（7）用于透过第一光学玻璃（81）测量弹性模型（1）表面的温度场，第二光学玻璃（82）上设置有双目位姿测量系统（9），双目位姿测量系统（9）用于透过第二光学玻璃（82）测量弹性模型（1）在静气弹试验中的变形；

所述传感器测温系统（5）设置于弹性模型（1）上，传感器测温系统（5）通过支杆（2）与温控系统（6）和数据采集系统（11）连接，温控系统（6）与辐射加热系统（4）连接；

所述天平测力系统（10）设置于弹性模型（1）内，天平测力系统（10）通过支杆（2）与数据采集系统（11）连接；

所述辐射加热系统（4）、红外测温系统（7）、双目位姿测量系统（9）和数据采集系统（11）分别与测控系统（12）连接。

2.根据权利要求1所述的一种高速风洞高温模型静气弹试验系统，其特征在于，所述传感器测温系统（5）为数个T型热电偶组成的传感器测温系统。

3.根据权利要求2所述的一种高速风洞高温模型静气弹试验系统，其特征在于，所述弹性模型（1）根据静气弹试验相似准则缩比设计，弹性模型（1）为由复合材料作为主材、金属作为辅材加工而成的弹性模型。

4.一种高速风洞高温模型静气弹试验方法，其特征在于，采用权利要求3所述的高速风洞高温模型静气弹试验系统实现，包括以下步骤：

S1.弹性模型及静气弹试验系统处于初始状态，打开辐射加热系统电源；

S2.关闭风洞驻室的舱门，开始均压直至达到设定压力条件；

S3.数据采集系统、温控系统和红外测温系统开始工作，通过温控系统加热弹性模型，达到设定温度后保温，数据采集系统采集传感器测温系统中各个热电偶的温度，红外测温系统采集辐射加热系统外罩的温度；

S4.风洞驻室内的压力达到风洞起风条件，关闭辐射加热系统灯管；

S5.打开辐射加热系统外罩，并在静气弹试验过程中向辐射加热系统外罩持续发送打开指令，采集天平测力系统的初读数；

S6.测控系统控制风洞起风建立稳定流场，弹性模型通过升降机构上升到指定位置后，测控系统向数据采集系统、双目位姿测量系统和红外测温系统下达静气弹试验的触发信号；

具体的：当接收到触发信号时，数据采集系统采集弹性模型的气动力和温度，双目位姿测量系统采集弹性模型的变形图像，红外测温系统采集弹性模型的表面温度；

S7.达到静气弹试验设置时间后，弹性模型下降归位，风洞停风，各系统停止数据采集；

S8.辐射加热系统外罩打开指令关闭，关闭辐射加热系统电源。