一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法与流程

本发明涉及风洞噪声测量领域，具体说涉及一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法。

背景技术：

在现代风洞试验中，由于模型缩比等原因雷诺数不能真正达到完全模拟的程度，以6m量级风洞为例只能达到10⁶量级，而一般飞行器的实际飞行雷诺数约为10⁷量级。雷诺数的差异直接影响飞行器边界层流动状态。为了有效地模拟飞行器边界层流动状态，使模型表面边界层与飞行器相似，常常采用边界层人工强制转捩的方法，即在模型表面一定位置人为设置粗糙元，利用其产生的扰动促使边界层由层流状态转捩成湍流状态。带来新的问题是，如何准确判断人工强制转捩的程度。

目前，对于人工强制转捩程度的测量，主要有基于气动力测量、气动热测量、壁面剪切应力测量、脉动压力测量以及流动显示测量等测试技术，常用有热线风速仪、温敏漆、薄膜热流传感器、热红外成像、表面升华、油流流动显示等测试手段。这些测试手段都是基于流场、压力场或温度场的直接测量方法，均存在干扰流场或影响边界层本身的技术弊端，而且设备多、操作复杂，有的设备成本还很高，不利于在风洞试验中大范围持续使用。在风洞试验中，由于模型姿态复杂，对人工强制转捩强度的判断一般依赖于试验者的实践经验，往往存在人工随意性和直接套用前人结果等问题，导致边界层流动模拟不精细。尤其是在模型存在迎角时由于逆压梯度的巨大变化，还会带来过度转捩的问题，严重影响试验模型的阻力测量准度。

近年来，随着飞行器气动噪声的被关注程度日益提升，气动声学发展迅猛。关于转捩区不稳定流动声辐射的理论研究也取得了显著的进展。大量的理论和实验研究表明，层流边界层和湍流边界层这两者产生的噪声机理完全不同，层流边界层扫过机翼后缘时，以固定频率的涡脱落为主要特征，其气动噪声频谱具有明显的峰值，而湍流边界层流过后缘辐射的噪声则表现出宽频特征。

技术实现要素：

本发明的目的是从层流边界层和湍流边界层的不同气动噪声特性出发，提出了一种基于后缘气动噪声测量的机翼边界层转捩判定方法，本方法基于测量机翼后缘气动噪声来分析边界层流动形态，判断流动是否成功强制转捩或是过度转捩等问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法，在声学风洞内设置有声音采集器，所述声音采集器采集气流在缩比模型上产生的噪音，分析声音采集器的噪声信号，若噪声频谱表现出明显的单峰性，则流动为层流边界层，若噪声频谱呈现出宽频特征，说明模型绕流边界层已经为湍流边界层，此时流动已经转捩为湍流。

在上述技术方案中，所述声音采集器在声学风洞内不与缩比模型进行任意位置的接触。

在上述技术方案中，所述声学风洞内设置有多个声音采集器，声音采集器沿着风洞轴线两两均匀对称分布在缩比模型的两侧。

在上述技术方案中，所述每个声音采集器在风洞中的高度一致，均为缩比模型高度的1/2处。

在上述技术方案中，每个声音采集器在风洞中与缩比模型前缘的距离一致。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明基于两种不同流动的发声机理，提出的基于气动噪声信号测量的边界层强制转捩问题的判定方法，相比传统的基于流场、压力场或温度场的直接测量方法，本发明的测试工具不需要与模型本身进行任何的接触，可以减小测试设备带来的干扰流场或影响边界层本身的技术弊端。本发明提出的判定方法，快捷、高效、对被测量流场无干扰。所需设备简单常见，测量方法简便快捷，测量结果直观可靠。不存在压力场、速度场等数据转换和误差产生，对各类流动边界层问题均可进行测量。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是噪声测量方案图；

图2是噪声频谱反映流动状态的典型结果图（数字代表转捩带厚度）。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

实施例一

如图1所示，通过对缩比模型进行风洞实验来实现，测量缩比模型的气动噪声测量试验在声学风洞内进行；试验中，麦克风mic也就是声音采集器按图1中的位置布置，本例中采用六个麦克风，每一个麦克风的高度一致，均设置在模型高度的1/2处，每一个麦克风距离模型前缘均为2m，呈半圆分布在模型周围，每两个相邻模型之间相距间隔36°。因此mic1号麦克风与mic6号麦克风、mic2号与mic5号、mic3号与mic4号均关于模型对称。麦克风传声器为g.r.a.s公司的1/2英寸传声器46ae，采样频率为51.2khz，采样长度60s。

然后分析麦克风传声器测量的噪声信号，若噪声频谱表现出明显的单峰性，则流动为层流边界层，且以涡脱落频率f（上述测量的单峰频率值）为主频向外辐射噪声，若噪声频谱呈现出宽频特征，说明模型绕流边界层已经为湍流边界层，此时流动已经转捩为湍流。根据峰值从有到无的过程及其幅值降低程度，可以量化边界层转捩程度，效果图如图2。

本发明所依据的测试原理为航空声学学科中的基础理论--lighthill声比拟理论及气动噪声传播的fwh方程，该套理论揭示了流动发声的理论基础和传播特征。通过对该套理论的发展应用，人们对于层流边界层和湍流边界层的噪声特征已经十分清楚，主要表现为层流边界层噪声呈现明显的单峰性，且存在对应的特征主频率及谐频，而湍流噪声则表现为无明显峰值的宽频特性。该特征是通过理论推算并经过试验验证且被业内研究者所公认的结论。本研究将该特征应用于边界层转捩程度的判断是提供了一种新的思路，用气动噪声特性来判断边界层转捩程度简单可行。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

技术特征：

技术总结
本发明公开了一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法，在声学风洞内设置有声音采集器，所述声音采集器采集气流在缩比模型上产生的噪音，分析声音采集器的噪声信号，若噪声频谱表现出明显的单峰性，则流动为层流边界层，若噪声频谱呈现出宽频特征，说明模型绕流边界层已经为湍流边界层，此时流动已经转捩为湍流。本发明基于两种不同流动的发声机理，提出的基于气动噪声信号测量的边界层强制转捩问题的判定方法，相比传统的基于流场、压力场或温度场的直接测量方法，本发明的测试工具不需要与模型本身进行任何的接触，可以减小测试设备带来的干扰流场或影响边界层本身的技术弊端。

技术研发人员：郝南松;陈鹏;王勇;卢翔宇;唐道峰;冉学军
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
技术研发日：2018.08.28
技术公布日：2019.01.01