本發(fā)明涉及實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)領(lǐng)域，尤其是一種適用于亞跨超聲速的空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

背景技術(shù)：

沿物面運(yùn)動(dòng)的流體，流經(jīng)孔洞、縫隙等凹腔結(jié)構(gòu)時(shí)，在凹腔內(nèi)部及其附近產(chǎn)生的非定常分離流動(dòng)現(xiàn)象，被稱(chēng)之為空腔流動(dòng)?？涨涣鲃?dòng)是一類(lèi)與后臺(tái)階流動(dòng)、前臺(tái)階流動(dòng)、射流、圓柱擾流等并列的經(jīng)典流體力學(xué)問(wèn)題。圓柱繞流尾跡區(qū)絢麗的卡門(mén)渦街讓無(wú)數(shù)研究人員為之著迷，而空腔流動(dòng)的魅力在于空腔的自激振蕩現(xiàn)象。經(jīng)過(guò)多年的努力，研究人員提出了流聲耦合模型、活塞模型等解釋亞跨聲速條件下的空腔自激振蕩問(wèn)題，但是這些模型在超音速時(shí)并不完全適用。此外，空腔流動(dòng)中的許多問(wèn)題如擾動(dòng)對(duì)來(lái)流邊界層的激勵(lì)作用、三維流動(dòng)結(jié)構(gòu)、腔內(nèi)運(yùn)動(dòng)激波等還值得深入探索和研究。

目前，國(guó)內(nèi)外普遍采用數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)等手段開(kāi)展空腔流動(dòng)問(wèn)題研究。隨著湍流模擬方法和高效高精度計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，針對(duì)簡(jiǎn)單空腔外形開(kāi)展非定常流動(dòng)數(shù)值模擬逐漸變成現(xiàn)實(shí)，但是對(duì)于復(fù)雜外形空腔，尤其是加入鋸齒等流動(dòng)控制措施后，計(jì)算網(wǎng)格顯著增加，給數(shù)值模擬方法帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn)。另一方面，隨著高速紋影、三維PIV、高速PSP、脈動(dòng)壓力等測(cè)試技術(shù)的不斷完善，風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)復(fù)雜流場(chǎng)的時(shí)空解析精度大幅提升，精細(xì)捕捉多尺度湍流結(jié)構(gòu)的能力顯著加強(qiáng)。此外，風(fēng)洞試驗(yàn)在快速獲取研究數(shù)據(jù)、模擬復(fù)雜外形、結(jié)構(gòu)動(dòng)載荷精細(xì)預(yù)測(cè)等方面與CFD方法相比具有明顯的優(yōu)勢(shì)，使得風(fēng)洞試驗(yàn)在空腔流動(dòng)研究及工程應(yīng)用中仍處于主導(dǎo)地位。

空腔流動(dòng)試驗(yàn)研究的第一步就是設(shè)計(jì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀？涨荒Ｐ统Ｒ?jiàn)的安裝方式有兩種。第一種方式是在風(fēng)洞側(cè)壁上開(kāi)槽，然后嵌入空腔模型。側(cè)壁-空腔模型能有效降低風(fēng)洞堵塞度，從而模擬較大尺寸的空腔外形。然而，由于試驗(yàn)段側(cè)壁邊界層普遍較厚，難以實(shí)現(xiàn)真實(shí)飛行條件下的邊界層厚度模擬。因此，側(cè)壁-空腔模型在紋影、PIV等空腔流動(dòng)結(jié)構(gòu)觀察試驗(yàn)中應(yīng)用較多，而在一些對(duì)來(lái)流邊界層厚度較為敏感的研究中，如前緣鋸齒等流動(dòng)控制試驗(yàn)，則較少采用此類(lèi)模型。另一種方式則通過(guò)尾撐或腹撐的方式將平板-空腔模型置于風(fēng)洞核心流中。平板-空腔模型主要由平板、腔體和蓋板等三部分組成。通過(guò)平板發(fā)展的湍流邊界層比風(fēng)洞側(cè)壁邊界層低1個(gè)數(shù)量級(jí)左右，接近真實(shí)飛行條件下邊界層厚度與起落架艙、內(nèi)埋武器艙等空腔結(jié)構(gòu)的尺寸比例。

由于在模擬邊界層厚度方面具有明顯的優(yōu)勢(shì)，平板-空腔模型在風(fēng)洞試驗(yàn)研究中應(yīng)用十分廣泛。英國(guó)防務(wù)科學(xué)和研究機(jī)構(gòu)(DERA)開(kāi)發(fā)的M219模型就是一種平板-空腔外形，其長(zhǎng)寬深比例為5:1:1,模型前緣為15°尖劈。1991年，該模型在ARA的2.7m×2.4m連續(xù)式風(fēng)洞中開(kāi)展了相關(guān)試驗(yàn)，馬赫數(shù)范圍為0.6～1.35。2004年，歐盟DESIDER項(xiàng)目將M219空腔模型作為考核先進(jìn)湍流模擬方法的標(biāo)準(zhǔn)算例之一，從此，M219作為空腔流動(dòng)的標(biāo)準(zhǔn)算例在全世界范圍內(nèi)獲得了廣泛的認(rèn)可。然而，Lawson和Barakos通過(guò)對(duì)大量文獻(xiàn)的總結(jié)分析，發(fā)現(xiàn)即使采用目前最先進(jìn)的DES或LES方法來(lái)模擬M219空腔流動(dòng)，計(jì)算結(jié)果仍普遍高出試驗(yàn)結(jié)果3～5dB。針對(duì)這一問(wèn)題，有學(xué)者猜測(cè)可能是數(shù)值計(jì)算采樣時(shí)間不夠?qū)е碌?，也有學(xué)者認(rèn)為是可能是對(duì)來(lái)流邊界模擬不足造成的，但是都缺乏有力的證據(jù)。另一個(gè)應(yīng)用較廣泛的平板-空腔模型來(lái)自德國(guó)宇航院(DLR)。1997年，DLR空腔模型在德國(guó)TWG的1m×1m連續(xù)式風(fēng)洞中進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍0.8～1.33。與M219模型不同，DLR空腔模型采用了5°的前緣尖劈，為了降低風(fēng)洞啟動(dòng)過(guò)程中的沖擊載荷影響，平板前緣兩側(cè)后掠50度。美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)了一種低湍流光學(xué)空腔模型(Optical Turbulence Reduction Cavity)，該平板-模型的前緣十分尖銳。從2009年開(kāi)始，該模型在美國(guó)TGF的0.6m×0.6m風(fēng)洞中開(kāi)展了系列流動(dòng)顯示試驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍0.6～1.5。在邊界層測(cè)量的試驗(yàn)中，發(fā)現(xiàn)亞聲速條件下測(cè)得的邊界層厚度明顯高于理論估計(jì)值。馬赫數(shù)0.7時(shí)，理論邊界層厚度約為0.236英寸(6.00mm)，而實(shí)際測(cè)得的邊界層厚度超過(guò)總壓測(cè)耙的高度0.45in(11.43mm)。此外，美國(guó)田納西大學(xué)的Sekhar Radhakrishnan等在采用平板/空腔模型開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)研究時(shí)，也遇到了來(lái)流邊界層厚度高于理論估計(jì)值的問(wèn)題。

國(guó)內(nèi)在開(kāi)展空腔流動(dòng)試驗(yàn)研究時(shí)，也越來(lái)越多地采用平板-空腔模型。2015年，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的趙小見(jiàn)等人采用了一種類(lèi)似DLR空腔的外形開(kāi)展了低速條件下的空腔聲源辨識(shí)和強(qiáng)度評(píng)估。2016年，中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院宋文成等人采用了一種類(lèi)似美國(guó)空軍低湍流光學(xué)空腔模型的外形，開(kāi)展了亞、超聲速條件下空腔流動(dòng)控制試驗(yàn)研究。與美國(guó)空軍的模型的主要區(qū)別在于，中航工業(yè)氣動(dòng)院的空腔模型前緣尖劈角度較大，約為30度以上。

對(duì)上述模型進(jìn)行總結(jié)和分析，不難發(fā)現(xiàn)，國(guó)內(nèi)外科研機(jī)構(gòu)在設(shè)計(jì)平板-空腔模型時(shí)普遍采用尖劈前緣的外形，但是尖劈角度的大小存在明顯差異。德國(guó)宇航院、美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室、中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院等設(shè)計(jì)前緣外形時(shí)選擇了較小的前緣尖劈角度(5度及5度以?xún)?nèi))，而英國(guó)的防務(wù)科學(xué)和研究機(jī)構(gòu)、中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院等采用了較大尖劈角度的前端外形(15度及15度以上)。

針對(duì)上述模型在試驗(yàn)研究中暴露出來(lái)流邊界層厚度偏高，腔內(nèi)聲壓級(jí)偏小等問(wèn)題，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所開(kāi)展了相關(guān)研究。首先在亞聲速條件下，針對(duì)多種角度的尖劈前端開(kāi)展了油流試驗(yàn)研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)在多種尖劈角度下，平板前端都出現(xiàn)了明顯的分離。然后，針對(duì)尖前劈的平板-空腔模型，開(kāi)展了來(lái)流邊界層測(cè)量試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明隨著平板低頭角度的增大，來(lái)流邊界層厚度顯著降低，當(dāng)平板低頭角度超過(guò)某一角度后，邊界層厚度不再變化，且與平板邊界層厚度的理論預(yù)估值十分接近。邊界層測(cè)量結(jié)果也進(jìn)一步表明平板前端附近氣流存在局部正攻角，從而導(dǎo)致前緣分離的產(chǎn)生，隨著平板低頭角度的增大，前緣處氣流偏角逐漸降低，直至分離消失。前緣分離會(huì)導(dǎo)致平板邊界層厚度明顯增加，從而導(dǎo)致腔內(nèi)脈動(dòng)壓力聲壓級(jí)降低。此外，針對(duì)大尖劈角平板-空腔模型開(kāi)展超聲速紋影試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)在尖劈角度較大時(shí)，在尖劈頭部易形成脫體激波，嚴(yán)重干擾超聲速空腔流動(dòng)研究。根據(jù)激波理論，在一定的馬赫數(shù)(馬赫數(shù)大于1)下，存在一個(gè)臨界角度，當(dāng)尖劈角度高于該臨界角度時(shí)，將在尖劈頭部產(chǎn)生脫體激波，低于該角度時(shí)，形成附體激波。

目前，尖劈前緣的平板-空腔模型在亞聲速條件下出現(xiàn)的前緣分離，以及超音速條件下大尖劈前緣可能存在的脫體激波等問(wèn)題，并未得到充分的認(rèn)識(shí)，更沒(méi)有提出好的解決方案。然而，這些問(wèn)題的存在將對(duì)空腔流動(dòng)試驗(yàn)研究結(jié)果產(chǎn)生干擾，有可能導(dǎo)致研究人員對(duì)通過(guò)試驗(yàn)獲得的流動(dòng)機(jī)理的認(rèn)識(shí)存在偏差，影響結(jié)構(gòu)動(dòng)載荷的測(cè)量精度，干擾流動(dòng)控制措施的精確評(píng)估以及數(shù)值算法的準(zhǔn)確評(píng)價(jià)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的，就是針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)所存在的不足，而提供一種適用于亞跨超聲速的空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷募夹g(shù)方案，該方案采用了可更換前緣塊的設(shè)計(jì)，在亞跨聲速條件下采用橢圓形前緣消除前緣分離，在超聲速條件下采用尖劈外形避免形成頭部激波，同時(shí)在平板上安裝總壓測(cè)耙、布置靜壓測(cè)孔，精確測(cè)量空腔入口馬赫數(shù)以及邊界層速度分布，實(shí)現(xiàn)了亞跨超聲速條件下的空腔流動(dòng)精確模擬。

本方案是通過(guò)如下技術(shù)措施來(lái)實(shí)現(xiàn)的：

一種適用于亞跨超聲速的空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，包括有空腔和平板；空腔嵌入在平板中部；平板前端能夠安裝前緣塊；距離前緣塊20mm處黏貼有轉(zhuǎn)捩帶。

作為本方案的優(yōu)選：前緣塊的形狀為橢圓形或尖劈。

作為本方案的優(yōu)選：在亞聲速條件下，前緣塊形狀為橢圓形；所述前緣塊的長(zhǎng)短軸比例為9:1。

作為本方案的優(yōu)選：在超聲速條件下，前緣塊形狀為尖劈，尖劈角度小于5°。

作為本方案的優(yōu)選：平板上設(shè)置有靜壓測(cè)孔；靜壓測(cè)孔設(shè)置在空腔前端的平板上；在進(jìn)行邊界層測(cè)量時(shí)，采用一塊蓋板將空腔封住，并在蓋板上安裝總壓測(cè)耙。

本方案的有益效果可根據(jù)對(duì)上述方案的敘述得知，由于在該方案中采用了可更換前緣塊的設(shè)計(jì)，在亞跨聲速條件下采用橢圓形前緣消除前緣分離，在超聲速條件下采用尖劈外形避免形成頭部激波，同時(shí)通過(guò)總壓測(cè)耙和靜壓測(cè)孔，精確測(cè)量空腔入口馬赫數(shù)以及邊界層速度分布，實(shí)現(xiàn)了亞跨超聲速條件下的空腔流動(dòng)精確模擬。

由此可見(jiàn)，本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有實(shí)質(zhì)性特點(diǎn)和進(jìn)步，其實(shí)施的有益效果也是顯而易見(jiàn)的。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明在超聲速條件下的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明在亞聲速條件下的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中，1為空腔，2為平板，3為靜壓測(cè)孔，4為總壓測(cè)耙，5為轉(zhuǎn)捩帶，6為前緣塊，7為蓋板。

具體實(shí)施方式

本說(shuō)明書(shū)中公開(kāi)的所有特征，或公開(kāi)的所有方法或過(guò)程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。

本說(shuō)明書(shū)(包括任何附加權(quán)利要求、摘要和附圖)中公開(kāi)的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類(lèi)似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個(gè)特征只是一系列等效或類(lèi)似特征中的一個(gè)例子而已。

本方案通過(guò)如下的實(shí)施方式來(lái)實(shí)現(xiàn)：

1.構(gòu)造平板-空腔模型

設(shè)計(jì)的空腔試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪且环N典型的平板-空腔模型。平板長(zhǎng)514mm，寬320mm。空腔嵌入平板中部，空腔長(zhǎng)200mm，長(zhǎng)寬深比例為6:2:1?？涨磺坝幸欢伍L(zhǎng)約200mm的平板用于發(fā)展湍流邊界層，平板前端可更換不同外形的前緣塊。在距離前緣約20mm處粘貼柱狀轉(zhuǎn)捩帶，使邊界層盡早發(fā)展為湍流。

2.更換前緣塊

亞聲速條件下，平板前端安裝長(zhǎng)短軸比例為9:1的橢圓前緣，確保前緣不發(fā)生分離；超聲速條件下，平板前端更換為小角度尖劈外形，確保前緣不產(chǎn)生脫體激波。

3.測(cè)量入口馬赫數(shù)及邊界層速度分布

在空腔入口處安裝總壓測(cè)耙，在平板上布置靜壓孔。Pi為第i個(gè)總壓測(cè)點(diǎn)壓力值，Ps為靜壓孔測(cè)得壓力值。根據(jù)雷列公式(1)，計(jì)算得到i測(cè)點(diǎn)處馬赫數(shù)。假設(shè)邊界層內(nèi)總溫不變，利用公式(2)修正溫度影響，獲得邊界層內(nèi)的速度分布。

其中M∞為空腔入口處邊界層上方均勻區(qū)的馬赫數(shù)。利用湍流邊界層厚度公式(3)計(jì)算來(lái)流邊界層厚度，與總壓測(cè)耙測(cè)得的邊界層厚度進(jìn)行對(duì)比，進(jìn)一步確認(rèn)新設(shè)計(jì)的平板-空腔模型構(gòu)造的入口邊界層是否滿(mǎn)足研究所需的空腔入口條件。

δ＝0.37x(Re_x)^-0.2 (3)

本發(fā)明并不局限于前述的具體實(shí)施方式。本發(fā)明擴(kuò)展到任何在本說(shuō)明書(shū)中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過(guò)程的步驟或任何新的組合。