一种高超声速分离流动控制试验装置及方法与流程

1.本发明属于高超声速流动控制领域，更具体地涉及一种高超声速分离流动控制试验装置及方法。


背景技术：

2.高超声速飞行器是未来各国武器装备研制竞争的战略制高点，随着高超声速技术的不断发展，部分高超声速武器已经逐步实现列装，以临近空间高超声速飞机为代表可重复使用的高超声速飞行器正成为当前各国争相研制的重点方向。
3.临近空间高超声速飞机不同于单次使用的高超声速飞行器，可重复使用的特点对其升阻比、载重量、航程、耗油率和经济性等方面提出了更高的要求。高超声速飞行器内外流场均存在复杂的激波边界层干扰诱发流动分离的现象，由此造成了更大的流动损失，减小发动机稳定工作裕度，降低了飞行器总体气动性能。以冲压发动机进气道为例，理想的冲压发动机进气道在设计点工作时通过多级压缩激波汇聚于下唇口，此时激波边界层干扰并不显著，但当进气道在大攻角或是非设计点工作时，其压缩拐角或是下唇板激波入射区就会产生明显的流动分离，情况严重时会分离流动会堵塞进气道造成不起动现象。为了减小流动分离造成的气动损失，各种分离流动控制手段被应用，其中主动流动控制方法有吹吸气、零质量射流和等离子控制等，被动流动控制方法主要有粗糙元、涡流发生器等，其中微型涡流发生器是高超声速流动中分离流动控制最有效的方法之一，微型涡流发生器是指淹没于边界层内的微小扰流结构，尺度约为边界层高度的10%~90%，研究表明涡流发生器引入流向涡，将边界层外的高动量流体输运到边界层内，使得边界层展向涡和脉动涡增强，显著增加边界层对分离的抵抗能力，从而抑制激波诱导边界层分离现象的产生。


技术实现要素：

4.为解决现有技术中高超声速流动中流动分离的发生以及因流动分离带来的气动损失的问题，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置及方法。
5.本发明采用的具体方案为：一种高超声速分离流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑、激波边界层干扰模拟装置、弯刀机构、测力天平；待测模型置于所述喷管和收集器之间的试验区，所述待测模型与尾支撑连接，所述尾支撑设置在弯刀机构的端部，所述激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，所述待测模型表面设置微型涡流发生器，所述测力天平设置在待测模型内部。
6.所述弯刀机构包括中部支架、弯刀刀片、弧形滑轨、基座、驱动电机，所述弯刀刀片和弧形滑轨通过螺栓连接并安装在所述基座上，所述驱动电机驱动弧形滑轨运动；待测模型通过尾支撑与弯刀机构的中部支架连接，所述弯刀机构带动待测模型模拟不同的攻角。
7.所述激波边界层干扰模拟装置包括支撑杆，所述支撑杆上部设置多个销孔，所述销孔内设置角度不同的顶部圆柱。
8.所述微型涡流发生器设置在待测模型表面分离区上游，所述微型涡流发生器由多
个楔形块依次排列组成。
9.所述待测模型为高超声速飞行器的机翼或平板。
10.另一方面，本发明提供一种基于微型涡流发生器的高超声速分离流动控制试验方法，所述试验方法基于微型涡流发生器的高超声速分离流动控制试验装置，包括如下步骤：（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；（2）将待测模型与弯刀机构连接，弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；（3）进行第一车次试验，第一车次试验过程中利用油流法获得待测模型表面在特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测力获得该状态下待测模型气动力参数；（4）进行第二车次试验，第二车次试验过程中利用激波边界层干扰模拟装置制造一道入射激波打在待测模型表面，同样利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量分离流动情况下的待测模型气动力；（5）进行第三车次试验，第三车次试验过程中在待测模型表面布置微型涡流发生器，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量带流动控制情况下的待测模型气动力；（6）通过不同车次间的对比获得微型涡流发生器流动控制效果的对比图像和定量气动力数据。
11.本发明相对于现有技术具有如下有益效果：1、本发明中待测模型置于喷管和收集器之间的试验区，待测模型与尾支撑连接，尾支撑设置在弯刀机构的端部，激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，待测模型表面设置微型涡流发生器，测力天平设置在待测模型内部。本发明激波边界层干扰模拟装置产生一道入射激波打在待测模型的表面诱发流动分离，利用油流法实现对分离过程的可视化观测；利用测力天平实现对流动控制效果的定量评估并通过激波边界层干扰模拟装置实现对入射激波与涡流发生器相对位置的调整，给出了模拟高超声速流动中流动分离的发生以及评估流动分离带来的气动损失的试验方法。
12.2、本发明中的微型涡流发生器可根据需要选择不同结构形式和数量，激波边界层干扰装置可通过调节顶部圆柱安装角度实现对入射激波位置的调节，以改变微型涡流发生器和分离区的位置，获得参数变化的影响规律。
附图说明
13.图1为本发明装置示意图；图2为本发明中微型涡流发生器排布示意图；图3为本发明中楔形块示意图；图4为本发明中激波边界层干扰模拟装置示意图；图5为本发明中弯刀机构示意图。
14.其中，附图标记分别为：1.待测模型；2.激波边界层干扰模拟装置；3.尾支撑；4.测力天平；5.微型涡流发生器；6.喷管；7.收集器；8.弯刀机构；9.试验舱地板；10.试验舱；11.顶部圆柱；12.中部支架；13.弯刀刀片；14.弧形滑轨；15.基座；16.支撑杆；17.楔形块。
具体实施方式
15.在下文将结合附图对本发明做进一步详细地说明，显然此处应该理解的是，所描述的实施方案不是全部的实施方案，仅用于解释说明本发明，而不限制本发明。
16.参照附图1-4，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑3、激波边界层干扰模拟装置2、弯刀机构8、测力天平4；待测模型1置于喷管6和收集器7之间的试验区，所述待测模型1与尾支撑3连接，所述尾支撑3设置在弯刀机构8的端部，所述激波边界层干扰模拟装置2设置在弯刀机构8的基座15上，所述待测模型1表面设置微型涡流发生器5，所述测力天平4设置在待测模型1内部。
17.参照附图5，所述弯刀机构8包括中部支架12、弯刀刀片13、弧形滑轨14、基座15、驱动电机，所述弯刀刀片13和弧形滑轨14通过螺栓连接并安装在所述基座15上，所述驱动电机驱动弧形滑轨运动；待测模型1通过尾支撑3与弯刀机构8的中部支架12连接，所述弯刀机构8带动待测模型1模拟不同的姿态角度。所述激波边界层干扰模拟装置2包括支撑杆16，所述支撑杆16上部设置多个销孔，所述销孔内设置角度不同的顶部圆柱11。顶部圆柱11可以调节不同位置，高超声速气流流经顶部圆柱11会在顶部圆柱11头部产生激波，此激波即为打在待测模型表面的入射激波。激波边界层干扰装置可通过调节顶部圆柱安装角度实现对入射激波位置的调节，以改变微型涡流发生器和分离区的位置，获得参数变化的影响规律。
18.微型涡流发生器可根据需要选择不同结构形式和数量，在一种实施方式中，所述微型涡流发生器5设置在待测模型1表面分离区上游（距离待测模型前端40%-50%的位置），所述微型涡流发生器5由多个楔形块17依次排列组成。一个楔形块为一个微型涡流发生器的单元。
19.所述待测模型1为高超声速飞行器的机翼或平板。试验舱10内的试验舱地板9便于安装待测模型，便于人员操作。
20.另一方面，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验方法，包括如下步骤：将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；本发明在试验时利用弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；试验中分三次试验实现对微型涡流发生器流动控制效果的评估：第一车次试验过程中利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测力获得该状态下待测模型气动力参数；第二车次利用激波边界层干扰模拟装置制造一道入射激波打在待测模型表面，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量分离流动情况下的待测模型气动力；第三车次在待测模型表面布置微型涡流发生器，利用油流法获得待测模型表面特定攻角下的壁面极限流线图像，利用测力天平测量带流动控制情况下的待测模型气动力。通过不同车次间的对比获得微型涡流发生器流动控制效果的对比图像和定量气动力数据。
21.分离流动控制的手段包括吹吸气、粗糙元和等离子体激励等，分离流动过程的预测包括数值预测、风洞试验和飞行试验。本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置及方法，利用油流法和测力天平测力可准确捕捉分离流流动过程中的变化，通过更换不同涡流发生器和调整入射激波位置实现了对分离流动控制技术的综合性能评估。由于数值预测无法准确模拟细微流动结构和飞行试验成本昂贵等问题，本发明为高超声速流动分流和控制技术研究提供了一种有效的技术手段。
22.以上附图及解释说明仅为本发明的一种具体实施方式，但本发明的具体保护范围不仅限以上解释说明，任何在本发明揭露的技术思路范围内，及根据本发明的技术方案加以简单地替换或改变，都应在本发明的保护范围之内。