一种风洞试验的边界层流态控制装置及方法

摘要

本发明提出一种风洞试验的边界层流态控制装置及方法，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，采用被动型边界层流态控制装置或被动型边界层流态控制装置。本发明装置实现了风洞试验中对边界层流态的精确控制；本发明通过风洞试验中对边界层流态的具体要求，设计不同的边界层流态控制装置，使边界层流态控制能精确更模拟飞行状态。

说明书

技术领域

本发明涉及一种风洞试验的边界层流态控制装置及方法，属于高速飞行器气动分析技术领域。

背景技术

高超声速飞行器在结构热防护设计时需要开展地面试验，对设计进行校核。目前，常用的地面试验设备为：激波风洞和电弧风洞。高超声速飞行器在飞行时，表面边界层存在两种流态：层流和湍流。表面流态的不同会直接影响飞行器的气动性能和热防护体系。而在地面试验中，试验件表面需要模拟飞行器表面的真实流态。在有些情况下，地面试验的边界层流态无法满足要求，需要对边界层流态进行控制。

目前，常用的边界层流态控制方法有：加装粗糙带和改变模型的参数等方法。其中，加装粗糙带的方法一般采用工程经验估算，这样会对模型表面产生很大的干扰，无法精确控制飞行器表面流态。改变模型参数方法是通过改变模型某性参数促使边界层提前或推迟转捩，从而达到控制边界层流态的目的。一般可改变的参数包括攻角、侧滑角等，这种方法可以壁面对模型表面产生干扰，但是存在所模拟的风洞状态可能会与飞行条件不一致的问题。

飞行器通过在前体下表面加装强制转捩装置对进入进气道的气流进行控制，使其为湍流流态。强制转捩装置是一排由一系列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。现有的强制转捩装置设计方法有两类，一类是针对锥形、平板类的低速飞行器；另一类是针对前体为平面的高速飞行器。风洞试验中的工况与飞行器飞行工况有一定差距，现有的飞行器强制转捩装置的设计方法无法适应于风洞试验，另外，由于风洞试验中对来流的要求不同，现有的强制转捩装置也不能满足试验过程流态的变化。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种在风洞试验中对边界层流态进行精确控制的装置及方法。

本发明的技术解决方案：一种风洞试验的边界层流态控制装置，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，采用被动型边界层流态控制装置或被动型边界层流态控制装置；

所述的被动型边界层流态控制装置，由一排流态控制单元组成，所述的流态控制的高度通过k_b＝n_bδ确定，n_b为被动高度设计准则系数，取值范围为[0.5，1.5]，其中k_b为转捩单元高度，δ为总焓边界层厚度；所述的流态控制单元的边长w_b通过公式w_b＝Δ_bδ确定，其中Δ_b为被动边长比例系数，Δ_b取值范围为0.5～1.5；

所述的主动型边界层流态控制装置，采用吹气式控制，由一排吹气通道组成，所述的吹气通道边长w_z＝Δ_zδ，Δ_z为主动边长比例系数，Δ_z取值范围为0.5～1.5；所述的吹气高度最大值k_zmax＝n_zδ，n_z为主动高度设计准则系数，取值范围为[1，3]。

一种风洞试验的边界层流态控制方法，通过以下步骤实现：

第一步，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，确定边界层流态控制类型，若无需变化流态则选择被动型，转入第二步(一)，若需变化流态则选择主动型，转入第二步(二)；

边界层流态控制类型有两种，一种是采用被动型的边界层流态控制装置，一种是采用主动型的边界层流态控制装置。这两种控制装置各有优缺点，被动型的边界层流态控制装置结构简单，易于设计，但是无法根据状态的变化而变化。主动型的边界层流态控制装置可以实现随状态的变化而变化，但是结构设计复杂。

风洞试验边界层流态控制采用被动型还是主动型，需要根据飞行器的需求确定。如果飞行器需要在风洞试验过程中变化流态，则选取主动型边界层流态控制装置。如果飞行器在风洞试验过程中只需要保持一种流态，不需要变化流态，则选取被动型边界层流态控制装置。

第二步，设计边界层流态控制装置，

(一)被动型边界层流态控制装置设计，

具体设计方法如下：

A2.1、确定被动型边界层流态控制装置的流态控制单元类型；

边界层流态控制装置与飞行器的强制转捩装置类似，由一排流态控制单元组成，基础单元的外形包括三角型、圆柱型、钻石型、后掠斜坡型等。可采用现有强制转捩装置单元结构设计思路，根据飞行试验实际需求，综合考虑热防护、转捩效果、结构设计等因素，从现有转捩单元类型中选取，本步骤为本领域公知技术。

A2.2、确定被动型边界层流态控制装置放置位置，放置在流向涡的发展距离(流动过流态控制装置后到形成全湍流位置处的距离，此为本领域公知技术术语)之前；

若流态控制装置已确定安装位置，根据数值模拟方法即可确定流向涡的发展距离，在本步骤中，先在一定范围内选定一个流向涡的发展距离的初始值，一般在高速条件，初始值取300～500mm，即从风洞试验所需湍流流态的位置沿逆气流方向的长度。

被动型边界层流态控制装置放置位置根据风洞试验中所需湍流流态产生的位置决定，如试验中飞行器整体都要处于湍流流态，则被动型边界层流态控制装置放置在飞行器前端，若试验中飞行器进气道以后部位要处于湍流流态，则被动型边界层流态控制装置可以放置在飞行器前缘上或前缘飞行器前缘附近，保证来流在通过被动型边界层流态控制装置后，在试验所需湍流流态的位置处于湍流流态。

放置位置确定后，若是安装在飞行器上则要校核飞行器结构安装的可实现性，不能满足则要不能安装在飞行器上。

A2.3、设计被动型边界层流态控制装置的被动流态控制单元参数，被动流态控制单元参数包括边长、间距和高度；

与强制转捩装置类似，被动流态控制单元参数都与当地总焓边界层厚度δ相关，总焓边界层厚度δ为现有技术，具体参见文献Boundary Layer Control HypersonicAirbreathing Vehicles，Scott A.Berry,Robert J.Nowak。

根据以下规则设计：

(1)被动流态控制单元边长w_b＝Δ_bδ，Δ_b为被动边长比例系数，Δ_b取值范围为0.5～1.5；

(2)被动流态控制单元间距在考虑实际加工水平情况下越小越好；

(3)被动流态控制单元高度k_b＝n_bδ，n_b为被动高度设计准则系数，取值范围为[0.5，1.5]；

在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，Δ_b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。

对于圆柱型单元边长直指圆的直径。单元参数(边长、间距和高度)定义与强制转捩装置一致，为本领域公知技术。

A2.4、设计被动型边界层流态控制装置的展向宽度，展向宽度大于飞行器试验模型的宽度；

被动型边界层流态控制装置展向宽度是指被动型边界层流态控制装置沿展向的宽度，即单元边长和间距的总和。

A2.5、根据步骤A2.3、A2.4确定的参数，建立被动型边界层流态控制装置模型；

被动型边界层流态控制装置模型可以采用UG等公知建模软件完成，为本领域公知技术。

A2.6、设计修正，

通过数值模拟方法确定步骤A2.5建立的被动型边界层流态控制装置的转捩效果，保证满足在风洞试验中所需湍流流态产生的位置处来流流态为湍流，若满足，则完成被动型边界层流态控制装置设计，若不满足则对被动型边界层流态控制装置进行修正，直至满足。

所述的修正，通过以下步骤实现：

A2.6.1、判断被动流态控制单元高度是否已达到n_b最大值，若没达到，则进行步骤A2.6.2,若达到，则转入步骤A2.6.3；

A2.6.2、增大被动流态控制单元高度，增加被动流态控制单元高度不能超过n_b最大值，建立被动型边界层流态控制装置模型，验证被动型边界层流态控制装置的转捩效果，若满足在风洞试验中所需湍流流态产生的位置处来流流态为湍流，则完成被动型边界层流态控制装置设计，若不满足则进行步骤A2.6.1；

A2.6.3、增大流向涡的发展距离改变被动型边界层流态控制装置放置位置，重复步骤A2.3、A2.4，直至满足在风洞试验中所需湍流流态产生的位置处来流流态为湍流；

(二)主动型边界层流态控制装置设计，

主动型边界层流态控制装置采用吹气式控制，吹气通道通常为：圆孔、方孔、凹槽等类型。吹气通道根据风洞试验中所需湍流流态产生的位置，可以加工在飞行器上或是单独加工。

具体设计方法如下：

B2.1、确定吹气通道的类型；

根据飞行试验实际需求，综合考虑热防护、转捩效果、结构设计等因素，从上述吹气通道中选取。

B2.2、确定主动型边界层流态控制装置放置位置，放置在流向涡的发展距离之前，与步骤A2.2设计思路一致，流向涡的发展距离初值选取为300～500mm；

B2.3、设计主动型边界层流态控制装置的吹气通道参数，吹气通道参数包括吹气通道边长、吹气高度最大值、通道间距；

吹气通道参数都与当地总焓边界层厚度δ相关，根据以下规则设计：

(1)吹气通道边长w_z＝Δ_zδ，Δ_z为主动边长比例系数，Δ_z取值范围为0.5～1.5；

(2)通道间距在考虑实际加工水平情况下越小越好；

(3)吹气高度最大值k_zmax＝n_zδ，n_z为主动高度设计准则系数，取值范围为[1，3]；

B2.4、设计主动型边界层流态控制装置的展向宽度，展向宽度大于飞行器试验模型的宽度；

B2.5、根据步骤B2.3、B2.4确定的参数，建立主动型边界层流态控制装置模型；

主动型边界层流态控制装置模型可以采用UG等公知建模软件完成。

B2.6、设计修正，

通过数值模拟方法确定步骤B2.5建立的主动型边界层流态控制装置的转捩效果，保证满足风洞试验中流态的变化需要，若满足，则完成主动型边界层流态控制装置设计，若不满足则对主动型边界层流态控制装置进行修正，直至满足。

所述的修正，通过以下步骤实现：

B2.6.1、判断吹气高度最大值是否已达到n_Z最大值，若没达到，则进行步骤B2.6.2,若达到，则转入步骤B2.6.3；

B2.6.2、增大吹气高度最大值，增大吹气高度最大值不能超过n_Z最大值，建立主动型边界层流态控制装置，验证主动型边界层流态控制装置的转捩效果，若满足风洞试验中流态的变化需要，则完成被主动型边界层流态控制装置设计，若不满足则进行步骤B2.6.1；

B2.6.3、增大流向涡的发展距离改变主动型边界层流态控制装置放置位置，重复步骤B2.3、B2.4，直至满足风洞试验中流态的变化需要；

第三步，采用第二步设计的边界层流态控制装置在风洞试验中对边界层流态进行控制。

(一)对于被动型边界层流态控制装置，

按照第二步确定的被动型边界层流态控制装置结构加工，并放置在第二步去确定的放置位置上，实现对飞行器模型表面的流态控制。

(二)对于主动型边界层流态控制装置，

按照第二步确定的主动型边界层流态控制装置结构加工在飞行器上或加工后安装在第二步去确定的放置位置上，根据风洞试验流态变化需要，调节吹气通道气量大小，实现对飞行器模型表面的主动流态控制。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明装置实现了风洞试验中对边界层流态的精确控制；

(2)本发明通过风洞试验中对边界层流态的具体要求，设计不同的边界层流态控制装置，使边界层流态控制能精确更模拟飞行状态；

(3)本发明提出的边界层流态控制的设计准则，为后续高速飞行器地面试验设计奠定了基础。

附图说明

图1为常见被动型边界层流态控制装置单元类型示意图；

图2为本发明流程图；

图3为本发明实施例2中边界层流态控制装置单元结构示意图。

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。

实施例1

本发明提供一种风洞试验的边界层流态控制装置，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，采用被动型边界层流态控制装置或被动型边界层流态控制装置。

被动型边界层流态控制装置，由一排流态控制单元组成，所述的流态控制的高度通过k_b＝n_bδ确定，n_b为被动高度设计准则系数，取值范围为[0.5，1.5]，其中k_b为转捩单元高度，δ为总焓边界层厚度；所述的流态控制单元的边长w_b通过公式w_b＝Δ_bδ确定，其中Δ_b为被动边长比例系数，Δ_b取值范围为0.5～1.5。

主动型边界层流态控制装置，采用吹气式控制，由一排吹气通道组成，所述的吹气通道边长w_z＝Δ_zδ，Δ_z为主动边长比例系数，Δ_z取值范围为0.5～1.5；所述的吹气高度最大值k_zmax＝n_zδ，n_z为主动高度设计准则系数，取值范围为[1，3]。

实施例2

本发明提供如图2所示的一种风洞试验的边界层流态控制方法，通过以下步骤实现：

1、确定边界层流态控制类型

风洞试验边界层流态控制采用被动型还是主动型，需要根据飞行器的需求确定。如果飞行器需要在风洞试验过程中变化流态，则选取主动型转捩控制装置。如果飞行器在风洞试验过程中只需要保持一种流态，不需要变化流态，则选取被动型转捩控制装置。本实例风洞试验无需变化流态，因此选取被动型控制。

2、设计边界层流态控制装置

依据步骤1中确定的边界层流态控制类型，设计被动型边界层流态控制装置。本实例采用被动型流态控制单元，采用如下单元设计方法：

(1)被动型流态控制单元类型

选取被动型流态控制单元类型时，需要结合飞行试验实际需求，包括热防护、转捩效果、结构设计等因素。同时，综合考虑常用类型单元的优缺点，本实例选取后掠斜坡型单元，如图3所示。

(2)确定被动型边界层流态控制装置放置位置

被动型边界层流态控制装置放置在流向涡的发展距离之前，本实例中风洞试验所需湍流流态的位置为进气道唇口位置，被动型边界层流态控制装置放置在从唇口沿逆气流方向500mm处，根据确定的放置位置，校核飞行器结构安装的可实现，可安装在飞行器模型上。

(3)单元参数主要有：边长、间距、高度。

这三个参数都与当地(装置放置位置处)总焓边界层厚度δ相关。单元的边长一般取(0.5～1.5)δ，单元间距越小越好，同时考虑实际加工水平，k_b为单元高度，设计准则k_b/δ的选取依据风洞试验确定，初值选定k_b∈[0.5,1.5]δ。

本实例中总焓边界层厚度δ为6mm，边长为6mm，间距为0.3mm，单元高度k_b为4.2mm，采用如图3所示后掠斜坡型单元。

(4)装置的宽度应大于试验模型的宽度。

本实例中飞行器模型在装置安装位置处的结构宽度为600mm，转捩装置的宽度选择为700mm。

(5)采用UG建模软件，根据前期确定的参数建立被动型装置模型。

(6)设计修正，

通过数值模拟方法确定步骤(5)建立的被动型边界层流态控制装置的转捩效果，发现本实例中不能在唇口位置形成湍流，对设计进行修正。

增加被动流态控制单元高度，k_b为4.8mm，边长、间距不变，再建立被动型边界层流态控制装置模型，通过数值模拟方法确定转捩效果，在唇口位置形成湍流，设计完成。

3、控制边界层流态

对于步骤2设计的被动型控制装置，在飞行器模型上放置位置上安装，可以实现模型表面的流态控制。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。