[發明專利]基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統及方法

有效

• 申請號: 201310057028.4
• 申請日: 2013-02-22
• 公開（公告）號: CN103149010A
• 公開（公告）日: 2013-06-12
• 發明（設計）人: 陳植;易仕和;何霖;岡敦殿;周勇為;付佳
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 北京康信知識產權代理有限責任公司 11240
• 代理人: 吳貴明

技術領域

本發明涉及高超聲速風洞試驗領域，特別地，涉及一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場結構的NPLS測量系統。此外，本發明還涉及一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場結構的NPLS測量方法。

背景技術

高超聲速飛行器的飛行速度大于馬赫5，而其實現高速飛行的關鍵在于超燃沖壓發動機的性能。超燃沖壓發動機的組成包括了進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管。進氣道的作用是收集氣體并對氣體進行預壓縮，使氣體減速、增壓。燃燒室是氣體與燃料發生超聲速燃燒的地方，其內部存在高溫高壓，燃料的化學能轉化為氣體的機械能，之后氣體經過尾部噴管加速后噴出飛行器而產生較大的推力。隔離段是介于進氣道和燃燒室之間的一段氣體通道，其結構雖然簡單，但是發揮著重要作用。氣體進入進氣道后在隔離段內發生極為復雜的流動現象，包括激波、激波串、激波/邊界層相互作用、邊界層分離等。其作用是隔離燃燒室內的高溫高壓環境，防止由此導致的進氣道堵塞以及發動機不啟動，另外隔離段提供了氣體進一步減速、增壓的場所，有利于氣體和燃料充分混合、燃燒。

由于飛行器以高超聲速飛行，所以進氣道所遇到的氣流速度也是高超聲速。那么要開展高超聲速進氣道的實驗研究，首先要解決的就是如何設計相關的實驗設備和實驗方法。很顯然，首先需要一座能產生高超聲速氣流的風洞，然后是滿足測試需求的進氣道模型，之后還需要可靠、可行的實驗方法。

高超聲速炮風洞可以用于產生高超聲速流場，目前廣泛的應用于高超聲速飛行器、人造衛星、航天飛機、空天飛機的模型實驗，是航空航天領域內非常重要的空氣動力地面實驗設備。高超聲速炮風洞運行的基本原理如圖1所示。實驗前，高壓段1、第一夾膜機5、低壓段2、第二夾膜機6、噴管3等部件依次連接好，第一夾膜機5夾緊兩個第一膜片51以形成模腔52。實驗時，高壓段1管道內充至實驗所需的高壓氣體，低壓段2內充少量低壓氣體，同時膜腔52內也充氣到一定壓力，確保高壓段1和膜腔52之間的第一膜片51不破裂，膜腔52和低壓段2之間的第一膜片51不破裂，實際上，模腔52的兩個第一膜片51起到平衡高低壓氣體壓力差的作用。此時，快速釋放膜腔52內的氣體，高壓段1和膜腔52的壓力差迅速增大，兩個第一膜片51就會先后破裂，高壓氣體迅速進入到低壓段2，推動輕質量的活塞21向右推進，在高壓的作用下，輕質量的活塞21運動速度很快，會在活塞21前形成正激波。正激波到達第二膜片61時發生發射，遇到前進的活塞21，激波反射反復進行，對低壓段2管道內氣體不斷壓縮，使其壓力、溫度提高，壓力提高到一定程度，第二膜片61破裂，高溫高壓氣體進入噴管3膨脹，達到所需的高超聲速氣流進入實驗艙4，實驗模型41在實驗艙4內即可以進行高超聲速氣動實驗。

獲得了高超聲速氣流之后，就要考慮采用何種實驗技術來測量實驗艙內模型周邊的高超聲速流場結構。傳統的實驗技術包括測量模型壓力分布，測量模型受到的阻力、升力，然而這些技術在得到流場的力學特性的同時會對實驗流場造成一定的干擾。采用光學非接觸技術能夠在不干擾流場的情況下獲得流場結構，如紋影、陰影等。但是這類傳統的光學技術存在空間積分、時間積分等效應，無法得到流場的瞬態精細結構。易仕和等人開發的NPLS技術能夠獲得超聲速流場的瞬態精細結構，已經成功應用于幾種典型的超聲速流動，如超聲速平板邊界層、超聲速鈍頭體繞流、超聲速混合層等。雖然該技術在諸多方面有明顯的優勢，但是無法直接用于高超聲速炮風洞的進氣道實驗測量。因為高超聲速炮風洞的運行時間很短，通常只有20ms左右，而NPLS的激光片光必須恰好在風洞的運行時間內發出，才能拍攝到流場結構。現有的NPLS不需要考慮其本身與風洞運行的同步控制問題。故亟需開發一種應用于高超聲速風洞的流場測量系統及方法，以獲取該流場的瞬態精細結構。另外，進氣道研究很關心其流場的時間序列結構，換句話說就是要得到氣流到達模型表面不同位置時捕獲相應的流動圖像。而現有的NPLS技術只能夠連續拍攝2張時間間隔很短的流場圖像。要想拍攝多張相互時間間隔很短的圖像，目前只能通過重復實驗次數，拍攝氣流到達不同位置時的圖像來近似獲得時間序列的流動圖像。

發明內容

本發明目的在于提供一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，以解決高超聲速風洞中進氣道無法進行瞬態精細結構測量的技術問題。

本發明的另一目的在于提供一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，以解決高超聲速風洞中進氣道無法進行瞬態精細結構測量的技術問題。

為實現上述目的，本發明采用的技術方案如下：