一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法与流程

本发明涉及一种高超声速风洞薄膜冷却实验技术，特别是薄膜冷却效率以及薄膜流场结构测量实验方法。

背景技术：

早期薄膜冷却流动的研究集中在燃气轮机叶片的热防护，形成了冷却效率的基本概念，以及冷喷气流吹风比、动量比、入射角度、湍流强度对于冷却效率的基本认识。从60年代起，人们开始研究将薄膜冷却流动用于燃气轮机的叶片防护，通过在叶片表面布孔并形成冷流喷注来提高部件的工作寿命或者燃气轮机的工作效率。由于流动中涉及到主流的温度及冷喷气流的温度两个温度参考量，人们提出了冷却效率η的概念

其中T_∞为主流的静温，T_aw为绝热壁面的温度，T_s为冷喷气流的静温。薄膜冷却流动的主要流动参数包括质量比、吹风比、密度比、速度比、压力梯度、湍流强度等；几何参数主要包括喷口外形、倾斜角度、表面曲率等，2005年D.G.Bogard&K.A.Thole详细总结了叶片薄膜冷却效率的主要参数，如表1所示。大量实验及数值模拟工作研究了吹风比、喷流形式、来流湍流强度对于冷却效率的影响。Teekaram et al.实验研究了吹风比(M＝ρ_sU_s/ρ∞U_∞)对于冷却效率的影响，测量结果表明，冷却效率在冷喷气流的下游迅速衰减，且冷却效率随着吹风比的增大而增大，采用隔板尺度及吹风比的坐标(x/Ms)无量纲化后，冷却效率能够重叠到一条线上。1960年Papell采用热线测量技术对单孔和排孔的冷喷气流的冷却效率进行了测量，实验结果表明排孔的冷却效率要低于单孔的冷却效率，其主要原因可能为排孔冷喷气流的作用面积减少及相互之间的作用导致热扩散。质量动量比导致冷喷气流的再附及分离，从而导致冷却效率下降。数值模拟及实验测量发现随着来流湍流强度的增加，冷却效率也会下降。

近年来，由于高超声速飞行器及光学制导武器的发展，超声速薄膜冷却流动开始应用于光学窗口的热防护，同时还必须考虑薄膜流动对于光学传输效应的影响机制。在超声速薄膜冷却流动中，人们一般使用推广的等效冷却效率η_eff定义为

其中T_0∞为主流的总温，T_0s为冷喷气流的总温。

超声速薄膜冷却流动与低速的薄膜冷却流动在流场特征上存在较大的区别，人们采用纹影、PIV、米氏散射等流动显示技术和热线测量、温度测量等测量技术开展实验研究，采用RANS、LES等模拟手段开展超声速冷却薄膜流动的数值研究。目前，一般认为，超声速薄膜冷流动包括初始阶段和发展阶段。在初始阶段，由于主流及冷喷气流经过隔板形成比较明显膨胀面及膨胀波结构，在喷口附近形成明显的波系结构。波系结构与冷喷气流的边界层流动相互作用，并经绝热壁面的反射与冷喷气流及主流的剪切层流动发生作用，给流动的发展带来较大的影响。在发展阶段，冷喷气流的边界层、冷喷气流/主流的剪切层流动开始充分发展，大尺度流动结构得到进一步发展及空间演化，流动开始进入充分发展的湍流区域，对流动的密度场形成较大的影响，进而影响光学传输及成像。在充分发展区域，冷喷气流的边界层流动逐渐开始主导，由于湍流边界层的发展，绝热壁面的温度迅速升高，冷喷气流的冷却效率迅速下降。目前认为，影响超声速薄膜冷却流动(图1)的主要因素包括压缩性效应(由用于剪切层的对流马赫数Mc及总温比θ＝T_0S/T_0∞刻画)、来流湍流强度等因素。

总体上来讲，对于超声速冷却薄膜流动的研究，主要体现在低速薄膜冷却流动的延续及推广方面，人们从不同的角度，采用实验或者数值手段获得流动参数对于冷却效率的影响并进行冷却效率的工程建模，相对来说超声速薄膜冷却流动对于光学效应的+影响考虑较少。人们对于超声速冷却薄膜流动尚未形成系统的认识，流场中的波系结构及大尺度结构对于光学传输效应、冷却效率的物理影响机制有待揭示，从而为工程应用提供更加有价值的理论指导。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：提供一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法。

本发明的技术解决方案：一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统，包括：二维冷却模型、薄膜驻室、薄膜喷管、进气通道、冷却窗口、粒子播发器、冷却介质；二维冷却模型前缘与风洞喷管出口下表面齐平，薄膜驻室安装在二维冷却模型的自由来流经过的表面A且安装后不形成逆向台阶，薄膜喷管安装在薄膜驻室上且喷口中心线方向与表面A平行，薄膜喷管的喷口下表面与冷却窗口的上表面之间平行且不形成逆向台阶；实验过程中，冷却介质通过粒子播发器经由进气通道进入薄膜驻室，再由薄膜喷管喷出冷却介质，在冷却窗口表面形成冷却剪切混合层薄膜。

进一步的，所述薄膜驻室在二维冷却模型的安装位置要保证上游湍流边界层的充分发展，并且薄膜喷管喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口。

进一步的，薄膜驻室的体积满足大于10倍薄膜喷管的喷流流量。

进一步的，薄膜喷管的上表面与表面A之间形成尖角。

进一步的，所述的尖角在保证加工的基础上控制在10°以内。

进一步的，所述的尖角最优为5°。

进一步的，冷却介质、粒子播发器、薄膜驻室、薄膜喷管之间采用二次管路系统进行连接；二次管路系统中的最小截面积大于薄膜喷管喉道面积的1.5倍。

进一步的，冷却介质与粒子播发器之间的管路截面积大于粒子播发器与薄膜驻室之间管路截面积的2倍。

一种高超声速风洞薄膜冷却实验方法，步骤如下：

第一步，控制冷却介质的总压范围，保证在实验过程中薄膜喷管喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口；

第二步，确定薄膜喷管出口总压，获得冷却介质总压与薄膜喷管出口总压的关系曲线；

第三步，在冷却窗口上喷涂压敏漆涂料，并进行温度标定，得到压敏漆涂料发射光强随温度变化关系；

第四步，在粒子播发器中添加纳米粒子，使得薄膜喷管喷出冷却介质中的粒子浓度满足预设的浓度；

第五步，将满足上述四步要求的高超声速风洞薄膜冷却实验系统放入风洞中，在第一步的总压范围内调节总压，按照预定的马赫数、攻角要求进行实验；

第六步，测量冷却剪切混合层薄膜的结构、获取冷却窗口上压敏漆涂料的光强图，将光强图根据第三步中的变化关系进行修正，得到压敏漆涂料随压力变化的光强图，根据上述测量的结构及得到的光强图结合第二步中的关系曲线，得到薄膜喷管不同出口总压条件下，冷却剪切混合层薄膜结构与光强图的关系。

进一步的，采用氮气作为冷却介质，对压敏漆涂料进行温度标定。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统可以满足高速高压比混合层模拟的实验需要，可以研究不同自由流马赫数、不同自由流总温、不同喷流冷却介质、不同喷流总压以及不同冷却窗口的多参数的影响，集合粒子图像测速(PIV)技术和压敏漆(PSP)技术，可以清晰地获得二维条件下高速高压比混合层的结构，获得冷却介质的冷却效率，为高超声速飞行器的窗口冷却提供设计依据。

(2)本发明要求薄膜驻室的体积大于薄膜喷管的流量10倍，通过此设计可以增加薄膜喷管喷流流动稳定性，降低薄膜随冷却介质总压脉动带来的流动干扰，可以提供均匀定常的冷却介质薄膜。

(3)薄膜喷管的上表面与表面A之间形成尖角，该尖角的设计通过计算优化，最优角度为5°，在此条件下，可以保证高速高压比混合层的发展受喷管出口的影响最小。

(4)本发明通过二次管路的设计，可以保证薄膜喷管的总压调节的需要、满足气膜添加纳米粒子的浓度要求，进而能够采用非接触的粒子图像测速(PIV)技术，获得了更为清晰的冷却薄膜的流动结构。

附图说明

图1为典型超声速薄膜冷却流动激波结构图；

图2为本发明系统示意图；

图3为本发明系统使用方案示意图；

图4为二维PIV系统示意图；

图5空气喷流总压0.4Mpa，总温为150℃、80℃粒子示踪图像；

图6空气喷流，喷流总压0.4Mpa、0.5Mpa粒子示踪图像；

图7空气喷流总压为0.4Mpa粒子示踪图像；

图8平窗0度攻角喷流冷却效率分布图；

图9平窗2.5度攻角喷流冷却效率分布图，采集频率2000HZ，主流

Ma＝5，喷流Ma＝1.28，气流方向从右到左。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做进一步详细的说明。

本发明在高超声速风洞上开展，发明的技术解决总体方案是采用冷却模型模拟二维冷却流动条件，在主要寻的飞行速度段马赫数条件下开展薄膜冷却效果实验，通过在冷却窗口5表面形成冷却剪切混合层。采用动态压敏漆测量窗口表面的压力分布和冷却效率，采用粒子图像测速技术测量混合层的大涡结构。

本发明高超声速风洞薄膜冷却实验系统，如图2所示，包括二维冷却模型1、薄膜驻室2、薄膜喷管3、进气通道4、冷却窗口5、粒子播发器6、冷却介质7；二维冷却模型1前缘与风洞喷管出口下表面齐平，薄膜驻室2安装在二维冷却模型1的自由来流经过的表面A且安装后不形成逆向台阶，薄膜喷管3安装在薄膜驻室2上且喷口中心线方向与表面A平行，薄膜喷管3的喷口下表面与冷却窗口5的上表面之间平行且不形成逆向台阶；实验过程中，冷却介质7通过粒子播发器6经由进气通道4进入薄膜驻室2，再由薄膜喷管3喷出冷却介质，在冷却窗口5表面形成冷却剪切混合层薄膜。

本发明中的二维冷却模型1通过模拟高超声速飞行器红外窗口的流动条件，按照空气动力学相似准则来设计，为本领域公知技术，此处不做过多说明。为了对不同攻角下的模型进行实验，本发明系统可以安装在风洞中的支撑机构上，通过支撑机构调整模型的不同攻角。

薄膜驻室2在二维冷却模型1的安装位置要保证上游湍流边界层的充分发展，并且薄膜喷管3喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口5。为了在冷却窗口5上得到均匀定常的冷却介质薄膜，薄膜驻室2的体积满足大于10倍薄膜喷管3的喷流流量。

如图2(放大图)所示，薄膜喷管3的上表面与表面A之间形成尖角，该尖角在保证加工的基础上控制在10°以内最优为5°。

冷却介质7、粒子播发器6、薄膜驻室2、薄膜喷管3之间采用二次管路系统进行连接；二次管路系统中的最小截面积大于薄膜喷管3喉道面积的1.5倍。通过二次管路的设计，可以保证薄膜喷管3的总压调节的需要。冷却介质7与粒子播发器6之间的管路截面积大于粒子播发器6与薄膜驻室2之间管路截面积的2倍，可以满足气膜添加纳米粒子的浓度要求，采用非接触的粒子图像测速(PIV)技术，获得更为清晰的冷却薄膜的流动结构，给出冷却薄膜混合层流场结构的演化结构。

本发明系统可以采用不同的冷却介质7开展实验，根据混合层的温度比以及密度比对冷却效果的影响结论，选择不同密度的气体，如空气、氮气和二氧化碳气体等。

利用本发明系统进行高超声速风洞薄膜冷却实验的方法步骤如下：

第一步，在风洞不开车条件下，仅验证二次喷流系统的特性，控制冷却介质的总压范围，保证在实验过程中薄膜喷管喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口；

第二步，确定薄膜喷管出口总压，获得冷却介质总压与薄膜喷管出口总压的关系曲线；

第三步，在冷却窗口上喷涂压敏漆涂料，并进行温度标定，得到压敏漆涂料发射光强随温度变化关系；在进行温度标定的过程中采用氮气作为冷却介质。

第四步，在粒子播发器中添加纳米粒子，使得薄膜喷管喷出冷却介质中的粒子浓度满足预设的浓度(一个判读区16X16个像素范围内，粒子数量20-50个)；

第五步，将满足上述四步要求的高超声速风洞薄膜冷却实验系统放入风洞中，在第一步的总压范围内调节总压，按照预定的马赫数、攻角要求进行实验；

例如，选择典型的外流马赫数为M5，冷却薄膜喷流马赫数为M1.28，喷流的总压条件为0.2MPa，0.4MPa和0.5MPa。为了测量温度的影响，外流的总温条件为150℃、80℃。

如图3、4所示，实验在FD-03高超声速风洞中进行。风洞喷管尺寸为170x170mm，Ma＝5，P0＝1MPa，T0＝380K。二维冷却模型表面尺寸为250mmX80mm，前缘与风洞喷管出口底板相接。平板模型上的喷口据前缘136mm，此喷口尺寸为26x2.6mm，喷口下游是一块90x30mm的光学窗口。待涂层干燥后清洁风洞，布置温度传感器，调节实验光路，紫外光源在实验段顶部照射模型，相机在实验段顶部拍摄。

实验相机为Photron SA1高速相机，位深为12bit，感光灵敏度4000。在分辨率为1024x1024像素的条件下其采集频率可达到5000帧。50mm焦距的镜头安装在高速相机上，将光圈调到最大以接受PSP辐射出的荧光。在镜头前安装650±10nm的带通滤光片，防止其他波段光线的干扰。实验光源为400瓦的氙灯紫外光源。

第六步，采用粒子图像测速(PIV)技术测量冷却剪切混合层薄膜的结构、采用压敏漆(PSP)测量技术获取冷却窗口上压敏漆涂料的光强图，将光强图根据第三步中的变化关系进行修正，得到压敏漆涂料随压力变化的光强图，根据上述测量的结构及得到的光强图结合第二步中的关系曲线，得到薄膜喷管不同出口总压条件下，冷却剪切混合层薄膜结构与光强图的关系。

为了理解受限混合层的流动机理，为工程设计应用提供设计经验，为计算提供验证。基于PIV粒子流动显示技术，获得混合层瞬态结构空间分布与时间演化，获得大尺度流动结构的空间演化规律。如图4所示的PIV测量系统。基于粒子显示系统获得流场大尺度流动结构的瞬态显示，分析流动参数对于大尺度结构的几何特征、空间尺度的影响。基于流动显示及试验测量结果，通过分析流场中大尺度结构的空间演化规律，揭示流动参数对于冷却效率的影响规律及其物理内涵，如图5、图6和图7所示。

从图5中可以看到，由于喷流与主流的大静压比，喷流呈现出较大的膨胀性质，而且随着温度的增加，喷流的膨胀特性更加典型。从图中还可以看到：1)流场中存在比较明显的两个分区：剪切层主导的受限混合层区，喷流边界层主导区；2)喷流膨胀角度：Case2比Case1膨胀角度更大；3)Case2中剪切层失稳更早，在同一流向位置，流场中大尺度相干结构尺度更大，流场混合更加充分；4)边界层区域Case2也比Case1发展更加充分。

事实上，对于受限混合层，总温比和对流马赫数一样，是衡量流场压缩性的重要参量。这里通过试验手段证明，随着压缩性增强，流场失稳更快，流场中的大尺度相干结构发展迅速。

影响受限混合层的发展最重要的一个参数就是喷流的总压，喷流的总压决定了喷流与自由来流的压比以及动量比，直接影响混合层的形成与发展。因此在实验中，采用空气作为喷流介质，改变喷流的总压0.4MPa和0.5MPa，研究混合层空间流动结构。

通过向主气流和喷流中均匀添加粒子可以看出自由来流的流场结构、自由来流与模型作用形成的前缘激波，喷流与自由来流相互作用形成的喷流激波，自由来流与模型平板之间形成的湍流边界层，同时也可以很清晰的看到喷流和自由来流之间形成的受限混合层涡结构。从图6中可以看出，随着喷流压力的增大，喷流与自由来流的静压比增大，喷流欠膨胀角增加，影响受限混合层掺混结构的大涡结构逐渐减小，自由来流和喷流的掺混效果也越来越好。

如图7所示混合层流场是由不同尺寸的涡结构组成，尤其是尺寸各异、形状相似的大尺度结构为主，并且这些大尺度结构以一定的速度向下游运动。在混合层初始阶段，自由来流和喷流两股气流开始接触，随着气流向下游运动，掺混运动开始，混合层内部出现明显的大涡结构，涡运动使得掺混作用越来越强，逐渐形成更大结构的涡。随着涡朝下游继续运动，开始慢慢耗散，混合层的作用消失。

为了获取冷却窗口上压敏漆涂料的光强图。实验需要采集4组不同的图像用作数据图像处理，首先采集50张黑色背景(无光、无流动)图像，作图像平均后用来消除外界光源的影响。然后采集50张无主流的参考图像(有光，无流动)，平均后作为参考图像。然后连接氮气瓶作冷却介质，起动风洞连续采集50张氮气薄膜冷却图像(主流加氮气喷流)，去平均值以后作为氮气影响的基准值。相同设置下更换空气作为薄膜气源，连续采集500张空气薄膜冷却图像(主流加空气喷流)，测量薄膜的动态特性，每一张图片减去氮气影响的基准图片后可以得到氮气的影响。风洞实验结束后，根据公式(4)计算冷却效率。

薄膜冷却效率可用气体的体积分数形式表达，再将体积分数用氧分压的形式表达就能用压敏漆结果间接得到薄膜冷却效率，如公式(4)所示。

公式中C_air是指空气的浓度，C_mix是指空气和氮气混合气体的浓度，P_O2,air是指空气中氧气的压力，P_O2,mix是指混合气体中氧气的压力。

利用涂料静态标定系数计算出不同工作介质对应的氧分压。氮气喷流图像平均为一张图像，空气喷流时采集的实验图像保持时间连续进行批量处理。由此，我们得到了薄膜冷却效率测量的动态变化数据。

从图8中可以看出，喷口的宽度就是图中H所指区域为高冷却效率的位置，喷流从出口喷出，其冷却效率最高，大约为83％左右，离开出口后冷却效率很快降低，但是仍然很高，大约为70％左右，此时窗口覆盖区域仍然是喷流为主导，混合层处于发生阶段。随着喷流继续向下游运动，混合层进一步发展。喷流冷却区域可以完全覆盖窗口的范围，中心的冷却效率高，两边的冷却效率低。

图9给出了平板平窗模型2.5度攻角条件下的薄膜冷却效率，采集频率2000HZ，采集时间为0-3.5毫秒，主流Ma＝5，喷流Ma＝1.28，气流方向从右到左。因为攻角的存在，导致涂料发射光的强度不够，所以图像精度不够。从图中可以看出，在喷流出口位置，冷却效率和0度攻角的冷却效率一样，因为喷流出口位置不受任何外面流动的干扰。从窗口覆盖范围来看，基本上喷流冷却区域可以覆盖窗口的范围，中心的冷却效率高，两边的冷却效率低。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。