一种空间近场声爆特征高精度测量装置的制作方法

本实用新型属于属于风洞试验装置领域。

背景技术：

声爆是一种非线性气动声学现象。当飞机做超声速飞行时，其机鼻、机翼、尾翼等均会产生激波；另一方面，由于机身外形变化，激波之间会存在膨胀波系。这两种波系相互作用增加了飞机近场流场复杂性的同时，产生的压力扰动随飞机一起运动即成为声爆的声源。由于该声源发出的声波具有巨大幅值，在大气层里经过一定距离衰减之后仍会对飞行通过的区域带来严重的噪声污染，引起人焦躁不安的情绪，甚至造成建筑物的损坏。美国联邦航空局(FAA)制定的《联邦航空条例》(FAR)91部817条款，不允许商用飞机或私人飞机在美国的陆地上空进行超音速飞行，其他国家和地区的民航管理机构也制定了类似的法规，目的是避免声爆对居民的影响。

声爆特征的风洞试验技术主要为空间压力测量技术。在离模型一定距离处，测量来流静压与模型产生的弓形激波波后静压之差，此压差通常称之为声爆超压或声爆强度。地面风洞试验的目的在于研究影响声爆特征的因素，降低声爆强度的方法以及测量各种外形的飞机模型在不同条件下产生的声爆强度。除此之外，试验研究还可以为声爆预测的耦合算法提供所必需的准确的近场压力特征。常用测量声爆特征的试验装置主要为静态测压板，采用反射平板上的静压测量超压，近场压力特征通过安装在风洞下壁面开槽壁板上的静压板测量。这种测量方法虽然节省了试验时间提高了试验效率，但是，由于测压板上的边界层与激波之间会产生干扰，会影响到压力测量的准度；并且，考虑到激波在下壁板的反射等问题，测压板前后端过渡段长度、角度大小以及实际高度需要优化处理，最终尺寸需要计算流体力学(CFD)计算确定。另外，声爆风洞试验中所有测量结果需要参考静压值，但是总温、总压或是参考探针位置的变化都会引起参考静压的变化。

因此，就需要一种能够大幅降低风洞壁面边界层效应对测量数据的影响、测量马赫数范围广、测量范围大、试验精度高的空间近场声爆特征高精度测量装置。

技术实现要素：

本实用新型针对现有测量装置不能降低风洞壁面边界层效应对测量数据的影响、测量马赫数范围窄、测量范围小、试验精度低的缺陷，提供了一种能够大幅降低风洞壁面边界层效应对测量数据的影响、测量马赫数范围广、测量范围扩大、试验精度高的空间近场声爆特征高精度测量装置。

本实用新型所涉及的一种空间近场声爆特征高精度测量装置的技术方案如下：

本实用新型所涉及的一种空间近场声爆特征高精度测量装置，它包括风洞、压力测量机构、模型连接机构、支撑结构和模型，所述风洞、压力测量机构和模型连接机构均固定于支撑结构上，所述压力测量机构和模型连接机构均位于风洞的一边且前端伸入风洞内，所述模型固定于模型连接机构的前端，所述压力测量机构位于模型连接机构上方；且压力测量机构保持固定不动。

进一步地：所述压力测量机构包括风洞弯刀机构、参考探针、测量探针、转接支杆、支臂、数据采集模块和上位机，所述参考探针和测量探针均位于风洞内，所述参考探针和测量探针均通过测量转接支杆与支臂连接，所述支臂与风洞弯刀机构连接，所述风洞弯刀机构固定在支撑结构上；所述参考探针位于自由区域，所述参考探针位于测量探针前面且高于测量探针，参考探针和测量探针与数据采集模块连接，用于采集数据；所述数据采集模块与上位机连接，用于将数据存储到上位机上并实时显示。

进一步地：所述模型连接机构包括模型转接支杆、过渡支杆、移动装置和模型底座；所述模型倒装在模型转接支杆的前端，所述模型转接支杆通过过渡支杆与移动装置连接，所述模型底座表面开设有滑道，所述移动装置通过滑道安装在模型底座上，所述模型底座固定在支撑结构上。

进一步地：所述风洞包括风洞上壁、风洞侧壁和风洞下壁；所述风洞侧壁开设有观察窗。

进一步地：所述模型具体为超声速飞行器。

本实用新型所涉及的一种空间近场声爆特征高精度测量装置的有益效果是：

1.大幅降低风洞壁面边界层效应对测量数据的影响；

2.通过模型连接机构调节，测量马赫数范围广；

3.通过模型连接机构调节，测量范围扩大，不仅局限于飞行器正下方；

4.在不降低试验效率的前提下，大幅度提高试验精度。

附图说明

图1为空间近场声爆特征高精度测量装置的结构示意图；

图2为图1中压力测量机构的结构示意图；

图3为图1中模型连接机构的结构示意图；

其中，1为风洞上壁、2为风洞侧壁、3为风洞下壁、4为压力测量机构、5为模型连接机构、6为风洞弯刀机构、7为参考探针、8为测量探针、9为测量转接支杆、10为支臂、11为模型转接支杆、12为过渡支杆、13为移动装置、14为模型底座、15为观察窗、16为支撑结构、17为模型。

具体实施方式

下面结合实施例对本实用新型的技术方案做进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本实用新型技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本实用新型技术方案的精神和范围，均应涵盖在本实用新型的保护范围中。

实施例1

结合图1、图2和图3说明本实施例，在本实施例中，本实施例所涉及的一种空间近场声爆特征高精度测量装置，它包括风洞、压力测量机构4、模型连接机构5、支撑结构16和模型17，所述风洞、压力测量机构4和模型连接机构5均固定于支撑结构16上，所述压力测量机构4和模型连接机构5均位于风洞的一边且前端伸入风洞内，所述模型17固定于模型连接机构5的前端，所述压力测量机构4位于模型连接机构5上方；且压力测量机构4保持固定不动。

更为具体地：所述压力测量机构4包括风洞弯刀机构6、参考探针7、测量探针8、转接支杆9、支臂10、数据采集模块和上位机，所述参考探针7和测量探针8均位于风洞内，所述参考探针7和测量探针8均通过测量转接支杆9与支臂10连接，所述支臂10与风洞弯刀机构6连接，所述风洞弯刀机构6固定在支撑结构16上；所述参考探针7位于自由区域，所述参考探针7位于测量探针8前面且高于测量探针8，参考探针7和测量探针8与数据采集模块连接，用于采集数据；所述数据采集模块与上位机连接，用于将数据存储到上位机上并实时显示，所述数据采集模块的型号为PSI8400。

更为具体地：所述模型连接机构5包括模型转接支杆11、过渡支杆12、移动装置13和模型底座14；所述模型17倒装在模型转接支杆11的前端，所述模型转接支杆11通过过渡支杆12与移动装置13连接，所述模型底座14表面开设有滑道，所述移动装置13通过滑道固定在模型底座14上，所述模型底座14固定在支撑结构16上。

更为具体地：所述风洞包括风洞上壁1、风洞侧壁2和风洞下壁3；所述风洞侧壁2开设有观察窗15。

更为具体地：所述模型17具体为超声速飞行器。

一种在高速风洞中实现超声速飞行器近场空间声爆特征高精度测量的装置，该装置主要由两部分组成：一是由模型转接支杆11、过渡支杆12、移动装置13和模型底座14组成的模型连接机构5；试验时，将超声速飞行器通过模型转接支杆11和过渡支杆12与移动装置13连接，超声速飞行器上表面朝下安装(即模型倒装)，压力测量机构4固定在模型上方，偏向风洞上壁板1一侧。在整个试验过程中压力测量机构4固定不动；二是由参考探针7、测量探针8、转接支杆9、支臂10和风洞弯刀机构6组成的压力测量机构4。压力测量机构4安装在试验模型上方偏向上壁板1一侧，压力测量机构4通过支臂10与风洞弯刀机构6连接，参考探针7和测量探针8通过测量转接支杆9与支臂10连接。在整个试验过程中必须保证参考探针7位于自由来流区域，因此参考探针7位于测量探针8前面并且略高于测量探针8。初始时，模型安装位置要求为其产生的头激波位于测量探针8后面。试验过程中模型以一定速度移动，参考探针7和测量探针8连续采集数据，数据通过数据采集系统存储到上位机上，并在上位机界面实时显示。为了消除连续移动带来的数据波动，采用移动平均方法处理数据；对于模型移动和探针所带来的微小误差，采用测量数据减去平均数据的方式处理。风洞下壁3不固定在移动装置13的底座上。

本实施例主要适用于高速风洞中进行超声速飞行器近场空间声爆特征的高精度测量装置，即利用高速风洞，设计专用的连接机构与测量设备，研发了一套可用于超声速飞行器空间近场声爆特征高精度测量的试验装置，并在工程上得到应用。该系统提供了真实飞行条件下超声速飞行器的试验环境，可用于测量超声速飞行器下方指定位置处的声爆特征，检验不同迎角和侧滑角组合下，超声速飞行器下方声爆特征的变化情况。本装置可在一段时间内连续测量所有待测位置的声爆特征，通过模型连接装置扩展适用马赫数范围，并且通过对支撑和测量机构的改进，有效地避免了常用测压板对测量数据的影响，大大提高了测量准确度。