CN108303233B - 一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置。本发明通过确定适用于带强制转捩装置的高速飞行器的试验准则，实现了带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验；本发明试验设备充分考虑飞行状态和风洞状态下强制转捩差异，对强制转捩装置模型进行修正，使得风洞试验能准确反应飞行状态。

Description

一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法
技术领域
本发明涉及一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法，属于高速飞行器气动分析技术领域。
背景技术
目前，吸气式高速飞行器(马赫数超过5的飞行器)是以超然冲压发动机为动力，超燃冲压发动机能否稳定工作决定飞行试验成败。为了保证超燃冲压发动机稳定工作，常用的手段是在飞行器前体下表面加装强制转捩装置。强制转捩装置是一排由一个个基础单元组成的装置。基础单元的外形包括三角型、圆柱型和如图1所示的钻石型、后掠斜坡型等
针对升力体外形的吸气式高速飞行器强制转捩装置外形设计完成后，需要经过地面风洞试验验证设计的合理性。目前传统的自然转捩地面风洞试验采用几何相似的模拟准则，将飞行器模型直接进行缩比开展试验。低速的强制转捩试验也是直接采用几何相似的准则进行验证。
强制转捩试验与传统的自然转捩由于转捩机理不一致，直接采用自然转捩风洞试验模拟准则存在很大偏差。而对于低速的强制转捩试验，由于高速和低速时，影响转捩的因素存在差别，高速时强制转捩装置试验也无法直接采用低速的模拟准则。
综上，针对带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，由于转捩机理不一致，无法采用自然转捩的风洞模拟准则和低速的强制转捩模拟准则，强制转捩的地面试验如何开展，目前尚无有效的试验方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种适用于高速、带强制转捩装置的飞行器风洞试验设备及方法。
本发明的技术解决方案：一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置；
所述的强制转捩装置模型由一排转捩单元组成，强制转捩装置模型转捩单元的结构与强制转捩装置的转捩单元的结构一致，强制转捩装置模型转捩单元的高度ks根据公式ks＝n*δs确定，n为强制转捩装置的高度设计准则系数；强制转捩装置模型的边长ws根据公式ws＝Δw*δs确定，Δw为强制转捩装置的边长比例系数，δs为风洞试验状态下强制转捩装置模型安装处的总焓边界层厚度。
所述的强制转捩装置的高度设计准则系数n＝k/δ，k为强制转捩装置的转捩单元高度，δ为强制转捩装置在飞行状态下采用数值模拟方法计算得到强制转捩装置安装处的总焓边界层厚度。在强制转捩装置设计过程中，n与飞行马赫数相关，优选设计准则：马赫数为5～7时，n∈[0.5,0.8]，马赫数为7～10时，n∈[0.8,1]。
所述的强制转捩装置的边长比例系数Δw取值优选0.5～1.5，在上述比例范围改变时，对转捩效果的影响很小，在工程中可忽略不计。
所述的强制转捩装置模型的间距，转捩单元间距越小越好，但是单元间距的实际尺寸需要考虑实际加工水平。
所述的强制转捩装置模型的展向宽度采用如下准则：
强制转捩装置模型展向宽度大于强制转捩装置安装位置处进入进气道的流线宽度，最大不超过飞行器在强制转捩装置安装位置处的结构宽度。
转捩单元参数(边长、间距、高度)与当地(强制转捩装置安装位置处)总焓边界层厚度δ(参见文献Boundary Layer Control Hypersonic Airbreathing Vehicles，ScottA.Berry,Robert J.Nowak)相关。
一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，通过以下步骤实现：
第一步，确定风洞试验模拟准则，
A1.1、确定试验风洞；
根据高速飞行器所工作的飞行状态，选取能够覆盖飞行状态的Ma、攻角及与高速飞行器1：1几何尺度相当的风洞，此为本领域公知技术。
A1.2、确定风洞试验状态，风洞试验状态包括Ma、雷诺数、攻角和来流湍流度；
来流湍流度对转捩影响很大，而飞行条件和地面风洞条件的来流湍流度差异很大，风洞的来流湍流度为固有属性。根据风洞试验能力，选取风洞状态的Ma、雷诺数、攻角与飞行条件最接近的状态。
A1.3、确定风洞试验的强制转捩装置模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，
A1.3.1、确定风洞试验状态下的总焓边界层厚度δs；
总焓边界层厚度δ定义为本领域公知技术，具体参见文献Boundary LayerControl Hypersonic Airbreathing Vehicles，Scott A.Berry,Robert J.Nowak。
根据步骤A1.2确定的风洞试验状态，采用数值模拟方法(如CFD，可采用商用的工程计算软件计算得到，下同)计算强制转捩装置安装处的总焓边界层厚度δs，具体计算过程为本领域公知技术。
强制转捩装置安装处是指高速飞行器上强制转捩装置真实的安装位置。
A1.3.2、确定风洞试验状态下的强制转捩装置模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，转捩单元参数包括边长、间距和高度；
对于圆柱型转捩单元边长直指圆的直径。转捩单元参数(边长、间距和高度)定义为本领域公知技术。
风洞试验状态下强制转捩装置模型的高度ks根据公式ks＝n*δs确定，n为强制转捩装置的高度设计准则系数；
强制转捩装置的高度设计准则系数n＝k/δ，k为强制转捩装置的转捩单元高度，δ为强制转捩装置在飞行状态下采用数值模拟方法计算得到强制转捩装置安装处的总焓边界层厚度。
在强制转捩装置设计过程中，n与飞行马赫数相关，优选设计准则：马赫数为5～7时，n∈[0.5,0.8]，马赫数为7～10时，n∈[0.8,1]。
风洞试验状态下强制转捩装置模型的边长ws根据公式ws＝Δw*δs确定，Δw为强制转捩装置的边长比例系数；
在转捩单元参数中高度对转捩效果的影响最大，其他参数对转捩效果的影响较少，Δw取值优选0.5～1.5，在上述比例范围改变时，对转捩效果的影响很小，在工程中可忽略不计。
在设计模型时，模型高度和边长选择与强制转捩装置一致的n和Δw。
风洞试验状态下强制转捩装置模型的间距，转捩单元间距越小越好，但是单元间距的实际尺寸需要考虑实际加工水平。
风洞试验状态下强制转捩装置模型的展向宽度采用如下准则：
强制转捩装置模型展向宽度大于强制转捩装置安装位置处进入进气道的流线宽度，最大不超过飞行器在强制转捩装置安装位置处的结构宽度。进入进气道的流线宽度可采用数值模拟方法获得，数值模拟方法为本领域公知技术。
第二步，风洞试验，
A2.1、根据步骤A1.2确定的强制转捩装置试验模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，按照与安装在高速飞行器上的强制转捩装置一致的转捩单元类型，制造强制转捩装置试验模型；
A2.2、将强制转捩装置试验模型安装在飞行器模型上；
飞行器模型为几何尺寸1：1真实飞行器，设计及制造为本领域公知技术。
A2.3、试验，
将步骤A2.2安装了强制转捩装置模型的飞行器模型进行气动热风洞试验，测量得到模型表面的热流分布，结合模型的全层流和全湍流的数值模拟结果，判定模型表面的转捩位置。
根据试验判定的模型表面转捩位置，可以用来评估强制转捩装置设计的有效性。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明通过确定适用于带强制转捩装置的高速飞行器的试验准则，实现了带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验；
(2)本发明试验设备充分考虑飞行状态和风洞状态下强制转捩差异，对强制转捩装置模型进行修正，使得风洞试验能准确反应飞行状态；
(3)本发明能准确验证带强制转捩装置的高速飞行器，为带强制转捩装置的高速飞行器设计奠定基础。
附图说明
图1为现有转捩单元类型，a为钻石型，b为后掠斜坡型；
图2为本发明流程图；
图3为本发明实施例设计得到的转捩单元结构；
图4为本发明实施例中热流分布图，纵坐标为热流，横坐标为高速飞行器轴向)。
具体实施方式
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
本发明如图2所示，通过以下步骤实现：
1、确定风洞试验模拟准则
(1)确定试验风洞
根据飞行器工作的飞行状态，选取能够覆盖飞行状态的Ma、攻角及与飞行器1：1几何尺度相当的风洞。
(2)获得风洞试验的强制转捩装置高度
确定风洞试验状态，风洞试验状态包括Ma、雷诺数、攻角和来流湍流度；
由于来流湍流度对转捩影响很大，而飞行条件和地面风洞条件的来流湍流度差异很大，风洞的来流湍流度为固有属性。根据风洞试验能力，选取风洞状态的Ma、雷诺数、攻角与飞行条件最接近的状态。
(3)确定风洞试验的强制转捩装置试验模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸。
根据步骤(2)确定的风洞试验状态，采用数值模拟方法计算强制转捩装置安装处的总焓边界层厚度δs＝5mm。
飞行器强制转捩装置设计中n＝0.7，因此得到风洞试验状态下强制转捩装置模型的高度ks＝3.5mm，强制转捩装置的边长比例系数Δw为1，确定风洞试验状态的强制转捩装置模型转捩单元的边长为5mm，间距＝0.3mm。
本实例中强制转捩装置在飞行器上安装位置为0.4m处，进入进气道的流线宽度采用Fluent计算得到宽度为480mm，因此确定风洞试验状态下强制转捩装置模型的展向宽度480mm。
2、风洞试验，
(1)根据步骤1确定的强制转捩装置试验模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，按照与安装在高速飞行器上的强制转捩装置一致的转捩单元类型，制造强制转捩装置试验模型；本实例中根据强制转捩装置的单元类型为如3图所示的后掠斜坡型。
(2)将强制转捩装置试验模型安装在飞行器模型上；
(3)试验
将步骤(2)安装了强制转捩装置试验模型的飞行器模型进行气动热风洞试验，测量得到模型表面的热流分布，再结合安装了强制转捩装置试验模型的飞行器模型全层流和全湍流的数值模拟，进而判定模型表面的转捩位置。如图4所示，根据风洞试验获得试验数据与数值模拟(曲线1CFD-lam为全层流、曲线2CFD-tur为全湍流)得模型表面转捩位置在0.6m处，而进气道的位置在1.3m处，强制转捩装置可以保证在进气道入口前转捩为湍流，装置设计有效。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，其特征在于：所述的强制转捩装置模型由一排转捩单元组成，强制转捩装置模型转捩单元的结构与强制转捩装置的转捩单元的结构一致，强制转捩装置模型转捩单元的高度ks根据公式ks＝n*δs确定，n为强制转捩装置的高度设计准则系数；强制转捩装置模型的边长ws根据公式ws＝Δw*δs确定，Δw为强制转捩装置的边长比例系数，δs为风洞试验状态下强制转捩装置安装位置处的总焓边界层厚度。
2.根据权利要求1所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备，其特征在于：所述的强制转捩装置模型的展向宽度采用如下准则：强制转捩装置模型展向宽度大于强制转捩装置安装位置处进入进气道的流线宽度，最大不超过飞行器在强制转捩装置安装位置处的结构宽度。
3.根据权利要求1所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备，其特征在于：所述的强制转捩装置模型的转捩单元间距为0.3mm。
4.根据权利要求1所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备，其特征在于：所述的强制转捩装置的高度设计准则系数n＝k/δ，k为强制转捩装置的转捩单元高度，δ为强制转捩装置在飞行状态下采用数值模拟方法计算得到强制转捩装置安装处的总焓边界层厚度，高度设计准则系数通过如下规则确定，马赫数为5～7时，n∈[0.5,0.8]，马赫数为7～10时，n∈[0.8,1]；所述的强制转捩装置的边长比例系数Δw取值为0.5～1.5。
5.根据权利要求1所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备，其特征在于：所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置。
6.一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，其特征在于，通过以下步骤实现：
第一步，确定风洞试验模拟准则，
A1.1、确定试验风洞；
A1.2、确定风洞试验状态，风洞试验状态包括Ma、雷诺数、攻角和来流湍流度；
A1.3、确定风洞试验的强制转捩装置试验模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，
A1.3.1、确定风洞试验状态下的总焓边界层厚度δs；
A1.3.2、确定风洞试验状态下的强制转捩装置模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，转捩单元参数包括边长、间距和高度，
风洞试验状态下强制转捩装置模型的高度ks根据公式ks＝n*δs确定，n为强制转捩装置的高度设计准则系数；
风洞试验状态下强制转捩装置模型的边长ws根据公式ws＝Δw*δs确定，Δw为强制转捩装置的边长比例系数；
风洞试验状态下强制转捩装置模型的展向宽度采用如下准则：
强制转捩装置模型展向宽度大于强制转捩装置安装位置处进入进气道的流线宽度，最大不超过飞行器在强制转捩装置安装位置处的结构宽度；
第二步，风洞试验，
A2.1、根据步骤A1.2确定的强制转捩装置模型的转捩单元参数及展向宽度的尺寸，按照与安装在高速飞行器上的强制转捩装置一致的转捩单元类型，制造强制转捩装置试验模型；
A2.2、将强制转捩装置试验模型安装在飞行器模型上；
A2.3、试验，
将步骤A2.2安装了强制转捩装置模型的飞行器模型进行气动热风洞试验，测量得到模型表面的热流分布，结合模型的全层流和全湍流的数值模拟结果，判定模型表面的转捩位置。
7.根据权利要求6所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，其特征在于：所述步骤A1.3.2强制转捩装置的高度设计准则系数n＝k/δ，k为强制转捩装置的转捩单元高度，δ为强制转捩装置在飞行状态下采用数值模拟方法计算得到强制转捩装置安装处的总焓边界层厚度。
8.根据权利要求7所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，其特征在于：所述强制转捩装置的高度设计准则系数n设计准则：马赫数为5～7时，n∈[0.5,0.8]，马赫数为7～10时，n∈[0.8,1]。
9.根据权利要求6所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，其特征在于：所述步骤A1.3.2强制转捩装置的边长比例系数Δw取值为0.5～1.5。
10.根据权利要求6所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验方法，其特征在于：所述步骤A1.3.2中强制转捩装置模型的转捩单元间距为0.3mm。
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