CN110207946A - 一种高速内外流一体化风洞试验模型缩比方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高速内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，风洞试验模型在全尺寸模型的基础上按比例缩比形成缩比模型，所述缩比模型的流量系数φ相对全尺寸模型的变化量不大于5％。本发明确保缩比模型模拟的内流流动与飞行条件一致，提高了地面预测气动性能的精度。

Description

一种高速内外流一体化风洞试验模型缩比方法

技术领域

本发明属于高速飞行器技术领域，具体涉及一种适用于高速条件下的内外流一体化风洞试验模型的缩比方法。

背景技术

高速飞行技术是21世纪航空航天领域的研究热点之一，但高速飞行器推阻余量小、内外流一体化导致性能预测困难，因此发展高速风洞试验技术、提高内外流一体化飞行器气动性能的预测精度将是高速飞行器研制中必须解决的一个关键问题。

受到国内现有风洞试验设施尺寸的限制，很难直接将全尺寸飞行器模型放入风洞进行试验，试验模型一般都要在全尺寸飞行器的基础上进行一定程度的比例缩比。在风洞试验中，缩比后的试验模型一般能够比较准确地模拟飞行器的外流流动，但内外流耦合飞行器缩比后的内流道尺寸一般都比较小，加之风洞噪声等原因导致风洞状态下内流道附面层厚度偏厚(相当于减小了内流道的真实通气面积)，致使上述等比例缩比这一几何相似准则并不完全适用。以冲压发动机为动力的高速飞行器最典型特点就是内外流高度耦合，对于这类飞行器，在风洞试验中如果还以现有成熟的外流缩比方法设计缩比模型，可能会导致风洞模拟的内流流动与真实飞行状态的内流流动之间存在较大差别。目前，国内研究单位还未对内流流动的缩比方法进行过深入研究，也没有形成实用的内流流动缩比方法，这方面的风洞试验技术亟需突破。

发明内容

本发明需解决技术问题是提供一种适用于高速条件下的内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，确保风洞试验模型模拟的内流流动与飞行条件尽量一致，提高地面预测气动性能的精度。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种高速内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，具体如下：

风洞试验模型在全尺寸模型的基础上按比例缩比形成缩比模型，所述缩比模型的流量系数φ相对全尺寸模型的变化量不大于5％，即：

|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％。

进一步的，所述风洞试验模型在全尺寸模型的基础上按比例缩比形成缩比模型，包括如下步骤：

步骤1)计算全尺寸模型和不同缩比比例模型的流量系数；

步骤2)以全尺寸模型的流量系数为基准，分别计算不同缩比比例模型的流量系数变化量；

步骤3)根据判定标准：|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％，以及当前风洞试验设备尺寸，确定缩比比例，形成风洞试验的缩比模型。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明提出的高速飞行器内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，可以确保缩比模型模拟的内流流动与飞行条件一致，并经过了风洞试验的有效检验，提高了地面预测气动性能的精度。

附图说明

本发明共有3幅附图。

图1是冲压发动机各截面示意图；

图2不同缩比模型的流量系数与全尺寸模型流量系数的相对变化量曲线；

图3是风洞试验内流流动能否模拟飞行条件对应的模型发动机内流道沿程压力对比曲线。

其中：1为自由流截面、2为进气道进口、3为喉道。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

冲压发动机内流道是内外流耦合飞行器的重要部件，直接关系到发动机进气道能否正常起动、燃烧室能否高效工作、发动机性能能否满足设计要求。受到风洞试验设施尺寸的限制，很难直接将全尺寸飞行器模型放入风洞进行试验，试验模型一般都要在全尺寸飞行器的基础上进行一定程度的比例缩比。在风洞试验中，缩比后的试验模型能够比较准确地模拟飞行器的外流流动，但内外流耦合飞行器缩比后的内流道尺寸一般都比较小，加之风洞噪声等原因导致风洞状态下内流道附面层厚度偏厚(相当于减小了内流道的真实通气面积)，由此可见适用于外流模拟的等比例缩比方法并不能完全适用于内外流耦合飞行器，需要针对内外流一体化飞行器提出模型缩比方法，确保风洞试验模型模拟的内流流动与飞行条件尽量一致，提高地面预测气动性能的精度。【备注：风洞试验方法是空气动力学领域常用的分析方法，具体可参见《风洞试验手册》(范洁川主著，航空工业出版社，2002年12月出版，ISBN 7-80134-985-7】

基于机体/推进一体化飞行器通气测力试验中模型缩比对气动性能的影响规律，则缩比模型在风洞试验中的缩比方法：

风洞试验模型在全尺寸模型的基础上按比例缩比形成缩比模型，所述缩比模型的流量系数φ相对全尺寸模型的变化量不大于5％，即：

|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％。

冲压发动机各截面示意图如图1所示，包括自由流截面1、进气道进口2、喉道3，流量系数是指实际进入冲压发动机喉道3的质量流量与通过自由流截面1计算得到的理论捕获流量的比值，一般用符号φ表示，其中实际进入冲压发动机喉道3的质量流量可通过高精度数值计算方法计算得到【备注：数值计算方法是空气动力学领域常用的分析方法，具体可参见《计算流体力学教程(第一版)》(张德良编著，高等教育出版社，2010年11月出版，ISBN978-704-029741-6)】，理论捕获流量由远前方来流密度ρ₀、来流速度v₀和进气道进口2捕获面积三者乘积得到。

在缩比模型风洞试验中，需满足如下公式表达的条件，才能确保缩比模型模拟的内流流动与飞行条件一致。

|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％。

下面针对某内外流一体化飞行器为例，给出本发明的具体实施例。首先通过高精度数值计算方法，分别计算得到全尺寸模型和不同缩比比例模型的流量系数；其次以全尺寸模型的流量系数为基准，分别计算不同缩比比例模型的流量系数变化量(如图2所示)；最后以本发明提出的判定标准：|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％，可见针对该内外流一体化飞行器，采用缩比1：2、1：4和1：7模型能够确保缩比模型模拟的内流流动与飞行条件一致，而采用缩比1：15模型不能保证缩比模型模拟的内流流动与飞行条件一致，针对可用的缩比比例1：2、1：4和1：7，考虑到当前风洞试验设备尺寸的限制，建议采用缩比1：7模型开展风洞试验。

经过风洞试验验证，本发明提出的高速飞行器内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，可以确保缩比模型内流流动与飞行条件一致，达到了预期效果。风洞试验内流流动能否模拟飞行条件对应的模型发动机内流道沿程压力对比曲线如图3所示。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (2)

1.一种高速内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，其特征在于：

风洞试验模型在全尺寸模型的基础上按比例缩比形成缩比模型，

所述缩比模型的流量系数φ相对全尺寸模型的变化量不大于5％，即：

|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％。

2.根据权利要求1所述的一种高速内外流一体化风洞试验模型的缩比方法，其特征在于：所述风洞试验模型在全尺寸模型的基础上按比例缩比形成缩比模型，包括如下步骤：

步骤1)计算全尺寸模型和不同缩比比例模型的流量系数；

步骤2)以全尺寸模型的流量系数φ为基准，分别计算不同缩比比例模型的流量系数变化量；

步骤3)根据判定标准：|φ_缩比模型-φ_{全尺寸模型}|≤5％，以及当前风洞试验设备尺寸，确定缩比比例，形成风洞试验的缩比模型。