一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型的制作方法

本发明涉及实验流体力学领域，尤其是一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型。

背景技术：

沿物面运动的流体，流经孔洞、缝隙等凹腔结构时，在凹腔内部及其附近产生的非定常分离流动现象，被称之为空腔流动。空腔流动是一类与后台阶流动、前台阶流动、射流、圆柱扰流等并列的经典流体力学问题。圆柱绕流尾迹区绚丽的卡门涡街让无数研究人员为之着迷，而空腔流动的魅力在于空腔的自激振荡现象。经过多年的努力，研究人员提出了流声耦合模型、活塞模型等解释亚跨声速条件下的空腔自激振荡问题，但是这些模型在超音速时并不完全适用。此外，空腔流动中的许多问题如扰动对来流边界层的激励作用、三维流动结构、腔内运动激波等还值得深入探索和研究。

目前，国内外普遍采用数值计算和风洞试验等手段开展空腔流动问题研究。随着湍流模拟方法和高效高精度计算技术的发展，针对简单空腔外形开展非定常流动数值模拟逐渐变成现实，但是对于复杂外形空腔，尤其是加入锯齿等流动控制措施后，计算网格显著增加，给数值模拟方法带来了巨大的挑战。另一方面，随着高速纹影、三维PIV、高速PSP、脉动压力等测试技术的不断完善，风洞试验对复杂流场的时空解析精度大幅提升，精细捕捉多尺度湍流结构的能力显著加强。此外，风洞试验在快速获取研究数据、模拟复杂外形、结构动载荷精细预测等方面与CFD方法相比具有明显的优势，使得风洞试验在空腔流动研究及工程应用中仍处于主导地位。

空腔流动试验研究的第一步就是设计试验模型。空腔模型常见的安装方式有两种。第一种方式是在风洞侧壁上开槽，然后嵌入空腔模型。侧壁-空腔模型能有效降低风洞堵塞度，从而模拟较大尺寸的空腔外形。然而，由于试验段侧壁边界层普遍较厚，难以实现真实飞行条件下的边界层厚度模拟。因此，侧壁-空腔模型在纹影、PIV等空腔流动结构观察试验中应用较多，而在一些对来流边界层厚度较为敏感的研究中，如前缘锯齿等流动控制试验，则较少采用此类模型。另一种方式则通过尾撑或腹撑的方式将平板-空腔模型置于风洞核心流中。平板-空腔模型主要由平板、腔体和盖板等三部分组成。通过平板发展的湍流边界层比风洞侧壁边界层低1个数量级左右，接近真实飞行条件下边界层厚度与起落架舱、内埋武器舱等空腔结构的尺寸比例。

由于在模拟边界层厚度方面具有明显的优势，平板-空腔模型在风洞试验研究中应用十分广泛。英国防务科学和研究机构(DERA)开发的M219模型就是一种平板-空腔外形，其长宽深比例为5:1:1,模型前缘为15°尖劈。1991年，该模型在ARA的2.7m×2.4m连续式风洞中开展了相关试验，马赫数范围为0.6～1.35。2004年，欧盟DESIDER项目将M219空腔模型作为考核先进湍流模拟方法的标准算例之一，从此，M219作为空腔流动的标准算例在全世界范围内获得了广泛的认可。然而，Lawson和Barakos通过对大量文献的总结分析，发现即使采用目前最先进的DES或LES方法来模拟M219空腔流动，计算结果仍普遍高出试验结果3～5dB。针对这一问题，有学者猜测可能是数值计算采样时间不够导致的，也有学者认为是可能是对来流边界模拟不足造成的，但是都缺乏有力的证据。另一个应用较广泛的平板-空腔模型来自德国宇航院(DLR)。1997年，DLR空腔模型在德国TWG的1m×1m连续式风洞中进行了实验，试验马赫数范围0.8～1.33。与M219模型不同，DLR空腔模型采用了5°的前缘尖劈，为了降低风洞启动过程中的冲击载荷影响，平板前缘两侧后掠50度。美国空军实验室设计了一种低湍流光学空腔模型(Optical Turbulence Reduction Cavity)，该平板-模型的前缘十分尖锐。从2009年开始，该模型在美国TGF的0.6m×0.6m风洞中开展了系列流动显示试验，试验马赫数范围0.6～1.5。在边界层测量的试验中，发现亚声速条件下测得的边界层厚度明显高于理论估计值。马赫数0.7时，理论边界层厚度约为0.236英寸(6.00mm)，而实际测得的边界层厚度超过总压测耙的高度0.45in(11.43mm)。此外，美国田纳西大学的Sekhar Radhakrishnan等在采用平板/空腔模型开展风洞试验研究时，也遇到了来流边界层厚度高于理论估计值的问题。

国内在开展空腔流动试验研究时，也越来越多地采用平板-空腔模型。2015年，中国航天空气动力技术研究院的赵小见等人采用了一种类似DLR空腔的外形开展了低速条件下的空腔声源辨识和强度评估。2016年，中国航空工业空气动力研究院宋文成等人采用了一种类似美国空军低湍流光学空腔模型的外形，开展了亚、超声速条件下空腔流动控制试验研究。与美国空军的模型的主要区别在于，中航工业气动院的空腔模型前缘尖劈角度较大，约为30度以上。

对上述模型进行总结和分析，不难发现，国内外科研机构在设计平板-空腔模型时普遍采用尖劈前缘的外形，但是尖劈角度的大小存在明显差异。德国宇航院、美国空军实验室、中国航天空气动力技术研究院等设计前缘外形时选择了较小的前缘尖劈角度(5度及5度以内)，而英国的防务科学和研究机构、中国航空工业空气动力研究院等采用了较大尖劈角度的前端外形(15度及15度以上)。

针对上述模型在试验研究中暴露出来流边界层厚度偏高，腔内声压级偏小等问题，中国空气动力研究与发展中心高速所开展了相关研究。首先在亚声速条件下，针对多种角度的尖劈前端开展了油流试验研究，结果发现在多种尖劈角度下，平板前端都出现了明显的分离。然后，针对尖前劈的平板-空腔模型，开展了来流边界层测量试验。试验结果表明随着平板低头角度的增大，来流边界层厚度显著降低，当平板低头角度超过某一角度后，边界层厚度不再变化，且与平板边界层厚度的理论预估值十分接近。边界层测量结果也进一步表明平板前端附近气流存在局部正攻角，从而导致前缘分离的产生，随着平板低头角度的增大，前缘处气流偏角逐渐降低，直至分离消失。前缘分离会导致平板边界层厚度明显增加，从而导致腔内脉动压力声压级降低。此外，针对大尖劈角平板-空腔模型开展超声速纹影试验研究，发现在尖劈角度较大时，在尖劈头部易形成脱体激波，严重干扰超声速空腔流动研究。根据激波理论，在一定的马赫数(马赫数大于1)下，存在一个临界角度，当尖劈角度高于该临界角度时，将在尖劈头部产生脱体激波，低于该角度时，形成附体激波。

目前，尖劈前缘的平板-空腔模型在亚声速条件下出现的前缘分离，以及超音速条件下大尖劈前缘可能存在的脱体激波等问题，并未得到充分的认识，更没有提出好的解决方案。然而，这些问题的存在将对空腔流动试验研究结果产生干扰，有可能导致研究人员对通过试验获得的流动机理的认识存在偏差，影响结构动载荷的测量精度，干扰流动控制措施的精确评估以及数值算法的准确评价。

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，而提供一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型的技术方案，该方案采用了可更换前缘块的设计，在亚跨声速条件下采用椭圆形前缘消除前缘分离，在超声速条件下采用尖劈外形避免形成头部激波，同时在平板上安装总压测耙、布置静压测孔，精确测量空腔入口马赫数以及边界层速度分布，实现了亚跨超声速条件下的空腔流动精确模拟。

本方案是通过如下技术措施来实现的：

一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型，包括有空腔和平板；空腔嵌入在平板中部；平板前端能够安装前缘块；距离前缘块20mm处黏贴有转捩带。

作为本方案的优选：前缘块的形状为椭圆形或尖劈。

作为本方案的优选：在亚声速条件下，前缘块形状为椭圆形；所述前缘块的长短轴比例为9:1。

作为本方案的优选：在超声速条件下，前缘块形状为尖劈，尖劈角度小于5°。

作为本方案的优选：平板上设置有静压测孔；静压测孔设置在空腔前端的平板上；在进行边界层测量时，采用一块盖板将空腔封住，并在盖板上安装总压测耙。

本方案的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，由于在该方案中采用了可更换前缘块的设计，在亚跨声速条件下采用椭圆形前缘消除前缘分离，在超声速条件下采用尖劈外形避免形成头部激波，同时通过总压测耙和静压测孔，精确测量空腔入口马赫数以及边界层速度分布，实现了亚跨超声速条件下的空腔流动精确模拟。

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为本发明在超声速条件下的结构示意图。

图2为本发明在亚声速条件下的结构示意图。

图中，1为空腔，2为平板，3为静压测孔，4为总压测耙，5为转捩带，6为前缘块，7为盖板。

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。

本方案通过如下的实施方式来实现：

1.构造平板-空腔模型

设计的空腔试验模型是一种典型的平板-空腔模型。平板长514mm，宽320mm。空腔嵌入平板中部，空腔长200mm，长宽深比例为6:2:1。空腔前有一段长约200mm的平板用于发展湍流边界层，平板前端可更换不同外形的前缘块。在距离前缘约20mm处粘贴柱状转捩带，使边界层尽早发展为湍流。

2.更换前缘块

亚声速条件下，平板前端安装长短轴比例为9:1的椭圆前缘，确保前缘不发生分离；超声速条件下，平板前端更换为小角度尖劈外形，确保前缘不产生脱体激波。

3.测量入口马赫数及边界层速度分布

在空腔入口处安装总压测耙，在平板上布置静压孔。Pi为第i个总压测点压力值，Ps为静压孔测得压力值。根据雷列公式(1)，计算得到i测点处马赫数。假设边界层内总温不变，利用公式(2)修正温度影响，获得边界层内的速度分布。

其中M∞为空腔入口处边界层上方均匀区的马赫数。利用湍流边界层厚度公式(3)计算来流边界层厚度，与总压测耙测得的边界层厚度进行对比，进一步确认新设计的平板-空腔模型构造的入口边界层是否满足研究所需的空腔入口条件。

δ＝0.37x(Re_x)^-0.2 (3)

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。