[發明專利]一種進氣道激波邊界層干擾特性測量方法

在審

• 申請號: 202110738673.7
• 申請日: 2021-06-30
• 公開（公告）號: CN113588204A
• 公開（公告）日: 2021-11-02
• 發明（設計）人: 于靖波;康國劍;張子俊;馬元宏;劉兵兵
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;G01M9/06;G01M9/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張輝

一種進氣道激波邊界層干擾特性測量方法，首先根據風洞試驗模擬相似性準則為發動機進氣道設計縮比框架式試驗模型；在縮比框架式試驗模型的待測量區域噴涂壓敏漆，構建PSP測量系統，用于測量進氣道內表面壓力分布特性、激波的大小、位置、激波邊界層的流態發展和表面渦流近似摩擦力線分布特性；搭建PIV測量系統，用于測量進氣道內流場的速度場信息和波系結構；搭建紋影測量系統，用于測量進氣道內層流湍流流態變化和邊界層厚度。本發明能夠有效彌補現有進氣道實驗項目參數測量的不足，對典型激波邊界層干擾流動結構、分離特征、激波串流場提供全局、直觀辨識方法。

技術領域

本發明屬于航空航天實驗技術領域，涉及一種進氣道激波邊界層干擾特性測量方法。

背景技術

激波邊界層干擾是超/高超聲速飛行器中普遍存在的一種復雜流動現象，這一現象往往會對飛行器的氣動力/熱分布產生顯著的影響，從而影響整個飛行器的氣動性能和防熱特性。尤其是對于復雜來流條件下跨聲速機翼和葉柵、超燃沖壓發動機進氣道和隔離段等內流場激波邊界層干擾特性分析中，缺乏對復雜流場的波系結構、流態變化、全場動態壓力變化等多物理場參數非定常特性的全方位觀測和分析，而現有的研究方法對典型激波邊界層干擾流動結構、分離特征、激波串流場缺乏全局、直觀辨識方法。傳統測量方法一般采用單點傳感器測量發動機內部壓力特性來預測流動分離情況，由于布點不可能太多，對于分離位置判斷精度很低，而且對大面積壓力脈動無能為力，結果非常不直觀而且獲得信息量少。進氣道實驗項目大部分僅限于總壓恢復系數、流量系數、進氣道出口截面流場均勻性三項參數測量，對于進氣道內表面全局壓力分布、內流場速度場信息、波系結構、層流湍流流態變化、邊界層厚度、激波邊界層三維壁面效應、表面渦流近似摩擦力線分布等內流特性無法有效觀測。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提出一種進氣道激波邊界層干擾特性測量方法。

本發明解決技術的方案是：

一種進氣道激波邊界層干擾特性測量方法，該方法的步驟包括：

步驟一，根據風洞試驗模擬相似性準則為發動機進氣道設計縮比框架式試驗模型，在縮比框架式試驗模型上設計光學可視化窗口，用于觀測縮比框架式試驗模型中的內流場；

步驟二，在縮比框架式試驗模型的待測量區域噴涂壓敏漆，所述壓敏漆為聚合物形成的多孔性涂層結構，孔中包含有熒光探針分子；

步驟三、選擇PSP測量使用的第一圖像采集設備和第一光源，對壓敏漆涂料的動態響應特性進行標定，確定第一圖像采集設備的拍攝距離、曝光時間，第一光源的照射距離和光強度、壓敏漆涂料的發光-壓力關系式；

步驟四、搭建PSP測量系統，所述PSP測量系統包括風洞、高超聲速噴管、縮比框架式試驗模型、第一光源和第一圖像采集設備；

將縮比框架式試驗模型和高超聲速噴管放置在風洞試驗段，且縮比框架式試驗模型放置于高超聲速噴管的均勻區域內，第一光源和第一圖像采集設備放置于風洞光學頂窗外側，透過風洞光學頂窗，能夠觀察到縮比框架式試驗模型的光學可視化窗口；依據步驟三確定的第一圖像采集設備參數、第一光源參數對圖像采集設備和光源進行設置；

步驟五、開啟PSP測量系統各設備，進行PSP測量，獲得進氣道內表面壓力分布特性、激波的大小、位置、激波邊界層的流態發展和表面渦流近似摩擦力線分布特性；

步驟六、搭建PIV測量系統，所述PIV測量系統包括風洞、PIV霧化示蹤粒子發生器、高超聲速噴管、縮比框架式試驗模型、第二光源、第二圖像采集設備以及同步觸發器；

將縮比框架式試驗模型和高超聲速噴管放置在風洞試驗段，且縮比框架式試驗模型放置于高超聲速噴管的均勻區域內，第二光源布置在風洞試驗段頂部，第二圖像采集設備位于風洞試驗段一側觀察窗；PIV霧化示蹤粒子發生器放在高超聲速噴管的前端；同步觸發器用于控制第二光源和第二圖像采集設備同步工作；