[发明专利]一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置

说明书

本发明提出一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置，通过获取飞行条件下翼舵缝隙热流分布、确定试验条件下翼舵缝隙高度、布置热流传感器阵列、进行风洞试验等步骤得到翼舵缝隙的热流云图分布。本发明独特的高速飞行器风洞试验模型翼舵缝隙设计准则，可以真实模拟飞行条件的缝隙流动结构，确保了翼舵缝隙热流的准确获取。

技术领域

本发明涉及一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置，属于高速飞行器风洞试验技术领域。

背景技术

高速飞行器，如宇宙飞船、航天飞机、机动弹头等都存在气动翼舵控制面，为了控制面在飞行过程中转动灵活，控制面和机体之间要预留一定缝隙。这些缝隙无法完全密封，高超声速飞行过程中，飞行器表面温度很高，物面边界层内的高速热气流进入缝隙，会产生严重的缝隙流气动加热，对缝隙内壁及内部器件的热防护提出了很大的挑战。

翼舵缝隙热流的准确获取主要依靠激波风洞、常规风洞试验。翼舵缝隙内热流由分离再附流动结构引起，其典型特征为在舵轴附近极小范围缝隙内形成强热流梯度，热流分布严重不均匀，峰值热流能达到平均值的数十倍以上。目前地面风洞尺寸和来流条件有限，无法完全复现飞行条件工况。一般风洞试验采用等比缩减模型解决尺寸的问题，但是由于真实缝隙本身较小(mm量级)，等比缩减后会导致流动结构发生变化，无法模拟真实的缝隙流动结构。因此，风洞试验的翼舵模型缝隙如何设计是一个难题，目前尚无有效的设计准则。

另外，由于热流剧烈变化的区域往往集中在距舵轴毫米量级范围内，而现有的常规点测热的薄膜热流传感器的直径为2mm，片状传感器虽然测点间距可以达到1mm，但其本身宽度可达3-5mm，导致常规点测热无法精确获得翼舵缝隙复杂流动区域对流热流峰值。另外，受限于舵面的阻挡，目前常用的面测量技术包括磷光、红外等无法观测到。

目前，出现了的一些尺寸较少(尺寸小于1mm)的热流传感器，如专利ZL201310497597.0的一体化热电偶，其最小尺度可以做到0.1mm，可对缝隙热流进行精细测量。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种在风洞试验中能模拟真实的缝隙流动结构的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置。

本发明的技术解决方案：一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法，通过以下步骤实现：

第一步，获取飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布；

第二步，利用第一步获得的飞行条件下高速飞行器翼舵缝隙热流分布，通过公式(1)确定风洞试验状态下高速飞行器模型的翼舵缝隙高度，

其中，下标“飞行”代表飞行条件，“试验”代表风洞试验，ρ为来流密度，u为来流速度，μ为粘度系数，p₂-p₁代表翼舵舵面两侧压差，δ_飞行为飞行条件缝隙高度，δ_试验为状态下高速飞行器模型的缝隙高度；

第三步，在第二步确定高度的高速飞行器模型翼舵缝隙处布置热流传感器阵列；

第四步，进行风洞试验，利用第三步布置的热流传感器阵列获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据；

第五步，对第四步获取的高速飞行器模型的翼舵缝隙热流数据进行处理，得到高速飞行器模型的翼舵缝隙的热流云图分布。

一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量装置，包括高速飞行器模型、若干热流传感器和热流数据处理模块，