[发明专利]一种风洞试验的边界层流态控制装置及方法

说明书

本发明提出一种风洞试验的边界层流态控制装置及方法，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，采用被动型边界层流态控制装置或被动型边界层流态控制装置。本发明装置实现了风洞试验中对边界层流态的精确控制；本发明通过风洞试验中对边界层流态的具体要求，设计不同的边界层流态控制装置，使边界层流态控制能精确更模拟飞行状态。

技术领域

本发明涉及一种风洞试验的边界层流态控制装置及方法，属于高速飞行器气动分析技术领域。

背景技术

高超声速飞行器在结构热防护设计时需要开展地面试验，对设计进行校核。目前，常用的地面试验设备为：激波风洞和电弧风洞。高超声速飞行器在飞行时，表面边界层存在两种流态：层流和湍流。表面流态的不同会直接影响飞行器的气动性能和热防护体系。而在地面试验中，试验件表面需要模拟飞行器表面的真实流态。在有些情况下，地面试验的边界层流态无法满足要求，需要对边界层流态进行控制。

目前，常用的边界层流态控制方法有：加装粗糙带和改变模型的参数等方法。其中，加装粗糙带的方法一般采用工程经验估算，这样会对模型表面产生很大的干扰，无法精确控制飞行器表面流态。改变模型参数方法是通过改变模型某性参数促使边界层提前或推迟转捩，从而达到控制边界层流态的目的。一般可改变的参数包括攻角、侧滑角等，这种方法可以壁面对模型表面产生干扰，但是存在所模拟的风洞状态可能会与飞行条件不一致的问题。

飞行器通过在前体下表面加装强制转捩装置对进入进气道的气流进行控制，使其为湍流流态。强制转捩装置是一排由一系列基础单元组成的装置，基础单元的外形包括三角型、圆柱型和如图1所示的钻石型、后掠斜坡型等。现有的强制转捩装置设计方法有两类，一类是针对锥形、平板类的低速飞行器；另一类是针对前体为平面的高速飞行器。风洞试验中的工况与飞行器飞行工况有一定差距，现有的飞行器强制转捩装置的设计方法无法适应于风洞试验，另外，由于风洞试验中对来流的要求不同，现有的强制转捩装置也不能满足试验过程流态的变化。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种在风洞试验中对边界层流态进行精确控制的装置及方法。

本发明的技术解决方案：一种风洞试验的边界层流态控制装置，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，采用被动型边界层流态控制装置或被动型边界层流态控制装置；

所述的被动型边界层流态控制装置，由一排流态控制单元组成，所述的流态控制的高度通过k_b＝n_bδ确定，n_b为被动高度设计准则系数，取值范围为[0.5，1.5]，其中k_b为转捩单元高度，δ为总焓边界层厚度；所述的流态控制单元的边长w_b通过公式w_b＝Δ_bδ确定，其中Δ_b为被动边长比例系数，Δ_b取值范围为0.5～1.5；

所述的主动型边界层流态控制装置，采用吹气式控制，由一排吹气通道组成，所述的吹气通道边长w_z＝Δ_zδ，Δ_z为主动边长比例系数，Δ_z取值范围为0.5～1.5；所述的吹气高度最大值k_zmax＝n_zδ，n_z为主动高度设计准则系数，取值范围为[1，3]。

一种风洞试验的边界层流态控制方法，通过以下步骤实现：

第一步，根据飞行器在风洞试验中是否变化流态，确定边界层流态控制类型，若无需变化流态则选择被动型，转入第二步(一)，若需变化流态则选择主动型，转入第二步(二)；