一种适用于空腔流动风洞试验研究的变雷诺数装置及方法与流程

本发明涉及实验流体力学领域，尤其是一种适用于空腔流动风洞试验研究的变雷诺数装置及方法。

背景技术：

在航空航天领域，空腔类构型应用十分广泛，如大飞机起落架舱、战斗机内埋武器舱等。起落架、武器等装载在机身内部，保证了飞机表面的流线外形，降低了飞行阻力。然而，舱门打开后，飞机的流线外形即被破坏，舱内形成的分离流动将带来许多气动问题。例如，起落架舱向外辐射的噪声已经成为大飞机主要噪声源之一，如不能有效降噪将直接影响大飞机的试航取证。内埋武器舱内的紊乱气流不仅干扰武器的安全分离，舱内剧烈的压力脉动还可能造成武器舱薄壁结构的疲劳损伤。

空腔分离流动带来的一系列问题严重制约着先进飞行器的创新发展，迫切需要采取有效措施，加强对空腔自激振荡、流致噪声等气动现象产生机理的认识。目前，风洞试验是开展空腔流动研究的主要手段之一。大尺寸风洞建设成本巨大，常规风洞试验主要采用缩比模型开展气动特性研究，风洞试验空腔模型尺寸远小于真实飞行器上的起落架舱和内埋武器舱。为了使风洞试验获得的数据能够服务于真实飞行器空腔类构型的气动和结构设计，需要开展模型尺度效应研究，具体涉及雷诺数、无量纲边界层厚度等参数。

在空腔流动风洞试验研究中，常采用增压或改变空腔尺寸的方法开展雷诺数及无量纲边界层厚度等参数的影响研究。有多名学者针对位于侧壁的空腔模型，开展了增压的影响研究。Jones 和Henbest 等通过增压3倍，研究了亚跨声速下脉动压力的变化；Justin和Katya等则研究了增压对空腔表面脉动压力以及腔内装载物的振动加速度响应；Sally 和Sudhir等研究了马赫数2.0条件下，腔内脉动压力对增压的响应；Heller和Holmes等测量了跨超声速的不同总压下的空腔脉动压力，马赫数范围0.8～3.0；Tracy和Plentovich等利用低温风洞的特点，综合采用增压和降温的方法来提高雷诺数，研究了较宽范围的雷诺数影响规律。

然而，上述研究并没有考虑增压对试验段内边界层厚度的影响。边界层沿着风洞壁面发展，因此风洞管道每个部件的流场改变都可能对边界层发展产生影响。其中，位于试验段前的喷管段对试验段边界层的发展影响较大。风洞喷管段主要用于加速气流，在同一马赫数下，喷管段的顺压梯度与总压成正比，随着总压的升高，顺压梯度也随之升高，从而对边界层的发展产生一定的影响。例如，在Heller和Holmes的研究中，马赫数3.0的情况下，随着总压的升高，侧壁边界层从层流转为湍流。在Tracy和Plentovich的研究中，马赫数0.6时，随着总压的增加，边界层厚度从14.7mm降低到11.9mm。因此，对于安装在侧壁的空腔模型，增压不仅会改变雷诺数，同时也会对空腔入口边界层厚度产生影响。

Louis和Leonard针对平板-空腔模型，研究了增压的影响。空腔入口湍流边界层主要通过前缘平板发展而来。在Louis和Leonard的研究中，在平板前缘安装了转捩带，使边界层尽快转捩成湍流。根据湍流边界层厚度理论公式，边界层厚度与单位长度雷诺数的五分之一次方成反比。若总压升高10倍，对应单位长度雷诺数增加10倍，边界层厚度降低37%。因此，对于平板-空腔模型，增压会导致雷诺数和无量纲边界层厚度的同时变化。

Thangamani、Richard、Leonard、John等四人通过在空腔内插入填充块，并保持填充前后空腔的长宽深比例不变，开展尺度变化影响研究。插入填充块后，虽然空腔入口边界层厚度没有变化，但是边界层厚度与空腔几何尺寸的比值却发生了变化，同时雷诺数也发生了变化。

综上所述，对于侧壁安装的空腔模型和位于核心流的平板-空腔模型，增压和单纯改变空腔尺寸等方法，均会导致雷诺数和无量纲边界层厚度的同时变化。尤其在改变空腔尺寸时，雷诺数和无量纲边界层厚度均发生了较大的变化，导致脉动压力频谱变化规律变得十分复杂。多篇文献指出雷诺数、无量纲边界层厚度、马赫数等来流参数对空腔流动有十分重要的影响。而上述为了开展雷诺数影响研究而发展的增压和变模型尺寸的方法，并没有真正实现雷诺数单变量改变，而带来了雷诺数和无量纲边界层厚度的同时变化，两个重要参数的相互耦合给数据分析和机理研究带来了极大困难。在空腔流动试验研究中，如何实现雷诺数和无量纲边界层厚度的解耦研究，这一问题到目前为止还没有得到有效解决。

技术实现要素：

本发明的目的，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种适用于空腔流动风洞试验研究的装置及方法，该方案通过改变空腔尺寸实现雷诺数的变化，然后在平板前缘安装台阶块，调节空腔入口边界层厚度，使无量纲边界层厚度与基本状态保持一致，实现雷诺数单变量研究。本方案提出的方法解决了增压和单纯变空腔尺寸等方法存在的雷诺数和无量纲边界层厚度同时变化、相互耦合的问题，真正实现了亚声速条件下雷诺数的单变量研究。

本方案是通过如下技术措施来实现的：

一种适用于空腔流动风洞试验研究的变雷诺数装置，包括有平板、空腔和填充块；平板前缘安装有前缘块；空前内部设置有填充块；填充块能够改变空腔的容积。

作为本方案的优选：前缘块的高度能够调节。

一种适用于空腔流动风洞试验研究的变雷诺数方法，包括以下步骤：

a.在空腔内插入填充块，构造大、中、小三种不同尺寸的空腔，各种规格的空腔长宽深比例为6:2:1；

b.在平板前缘安装前缘块，在马赫数0.6的条件下，测量在安装不同高度的前缘块的情况下，空腔入口边界层的厚度，获得入口边界层厚度与前缘块高度的函数关系；

c.以安装高度为0的前缘块的小空腔为基准状态，根据步骤b获得的入口边界层厚度与前缘块高度的函数关系，在中空腔和大空腔前缘安装适当高度的前缘块，使得三种规格的空腔入口的无量纲边界层厚度保持一致；

d.在三种规格的空腔底部布置脉动压力测点；

e.将三种规格的空腔依次开展风洞试验研究，通过对比分析脉动压力试验数据，即可获得空腔流动的雷诺数影响规律。

作为本方案的优选：步骤d中，脉动压力测点为位置选择应根据三种空腔尺寸的比例关系，使三种空腔的脉动压力测点的相对位置一一对应。

本方案的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，由于在该方案中通过改变空腔尺寸实现雷诺数的变化，然后在平板前缘安装台阶块，调节空腔入口边界层厚度，使无量纲边界层厚度与基本状态保持一致，实现雷诺数单变量研究。本方案解决了增压和单纯变空腔尺寸等方法存在的雷诺数和无量纲边界层厚度同时变化、相互耦合的问题，真正实现了亚声速条件下雷诺数的单变量研究。

由此可见，本发明与现有技术相比，具有实质性特点和进步，其实施的有益效果也是显而易见的。

附图说明

图1为本发明的小空腔的结构示意图。

图2为本发明的中空腔的结构示意图。

图3为本发明的大空腔的结构示意图。

图中，1为平板，2为空腔，3为前缘块，4为脉动压力测点。

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。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

通过附图能够看出，本方案包括有平板、空腔和填充块；平板前缘安装有前缘块；空前内部设置有填充块；填充块能够改变空腔的容积。前缘块的高度能够调节。

本方案的具体实施方式为：包括以下步骤：

a.在空腔内插入填充块，构造大、中、小三种不同尺寸的空腔，各种规格的空腔长宽深比例为6:2:1；

b.在平板前缘安装前缘块，在马赫数0.6的条件下，测量在安装不同高度的前缘块的情况下，空腔入口边界层的厚度，获得入口边界层厚度与前缘块高度的函数关系；

c. 以安装高度为0的前缘块的小空腔为基准状态，根据步骤b获得的入口边界层厚度与前缘块高度的函数关系，在中空腔和大空腔前缘安装适当高度的前缘块，使得三种规格的空腔入口的无量纲边界层厚度保持一致；

d.在三种规格的空腔底部布置脉动压力测点；

e.将三种规格的空腔依次开展风洞试验研究，通过对比分析脉动压力试验数据，即可获得空腔流动的雷诺数影响规律。

步骤d中，脉动压力测点为位置选择应根据三种空腔尺寸的比例关系，使三种空腔的脉动压力测点的相对位置一一对应。

本方案提出的方法解决了增压和单纯变空腔尺寸等方法存在的雷诺数和无量纲边界层厚度同时变化、相互耦合的问题，真正实现了亚声速条件下雷诺数的单变量研究。

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。