一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置及方法

摘要

本发明涉及航空航天风洞试验气动力测试领域，公开了一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置及方法，所述装置包括底座、耙体、总压管、固定螺丝，所述底座过固定螺丝内嵌于翼型内，所述耙体一端为弯曲形状，另一端为竖直状，所述耙体弯曲端与底座相连接，所述耙体上开有通孔，所述通孔内设置总压管。本发明通过将总压管设计成弯曲形结构，可以减小两个总压管在法向上的距离，从而在单位高度下得到更多的测量数据，使得测量更加精准，同时可以使总压管在空间上的错位，有效的避免为了总压管之间的相互干扰。

权利要求

1.一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、确定耙体（2）的宽度为5‑7cm；

步骤二、根据湍流平板边界层公式：(x)=0.37* ，估算出试验翼型所需测量区域附面层厚度，其中x为翼型弦向位置，Re是试验雷诺数；

步骤三、根据耙体（2）的宽度和附面层厚度，从物面到附面层边界采用弯曲耙体，附面层外采用1字耙，弯曲耙体采用双曲线或抛物线；

步骤四、总压管（3）之间的最小距离为：S/D=1.5，其中S为总压管（3）之间的间距，D为总压管（3）的外径，总压管（3）外径为0.7mm；

步骤五、通过附面层的耙体（2）得到附面层内的总压 分布，同时利用翼面静压孔可测得当地站位的静压值 ，利用理想气体等熵关系式计算得到边界层内的来流马赫数分布当 ＞0.528时：M= ；

当 ≤0.528时： ；

边界层内速度分布计算： ；

其中：为附面层内流速， 为附面层外流速，比值 =0.99处距壁面的距离为边界层厚度 ；

边界层位移厚度 计算： ；

式中： ，下标1表示边界层外缘条件；

所述附面层测量方法采用的装置包括底座（1）、耙体（2）、总压管（3）、固定螺丝（4），所述底座（1）通过固定螺丝（4）内嵌于翼型内，所述耙体（2）一端为弯曲形状，另一端为竖直状，所述耙体（2）弯曲端与底座（1）相连接，所述耙体（2）上开有通孔，所述通孔内设置总压管（3）。

2.根据权利要求1所述的用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，其特征在于，所述总压管（3）穿过耙体（2）后形成独立的气路。

3.根据权利要求2所述的用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，其特征在于，所述总压管（3）的中心轴线与耙体（2）的水平轴线平行。

4.根据权利要求3所述的用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，其特征在于，所述总压管（3）的进气口与当地物面的法线方向垂直。

5.根据权利要求4所述的用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，其特征在于，所述耙体（2）的前端为楔形，楔角为15‑20°。

说明书

一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航空航天风洞试验气动力测试领域，更具体地涉及一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置及方法。

背景技术

[0002] 翼型的选择是设计师设计飞机前必须进行的一项重要工作，随着航空科学技术的发展，世界各主要航空发达的国家都加大了对翼型的研究工作，在理论上研制的新翼型必须用风洞试验来验证。所以风洞试验是翼型设计非常重要的手段之一。在翼型风洞试验中对翼型表面的附面层测量，能够为翼型的设计提供速度剖面和摩擦阻力的数据，以便能为飞机的后续研制提供可靠、准确的、真实的特性数据。

[0003] 在翼型试验中空气从翼型表面流过时，翼型表面附近受粘性影响存在一层速度分布不均匀的薄区域，该区域在空气动力学领域被称为附面层。工程上通常将翼型表面流动速度小于等于0.99倍自由来流的区域称为附面层厚度。在附面层内，流体的粘性起主导作用，导致气流沿垂直翼型表面的法向速度梯度大，速度变化明显；在附面层外的区域气流受翼面及气流粘性的影响较小，速度梯度很小，粘性影响可以忽略。流体无粘时，可以用比较简单的位流理论来确定他的流动。当流体有粘性时，无法准确的确定其流动。

[0004] 因为附面层紧贴翼型表面，其厚度和流动形态直接影响翼型近壁面区域的流动特性，对翼型的气动特性有极大的影响。同时近年来主动分离，主动控制等技术在翼型设计研发领域的逐步运用，对翼型表面附面层形态的测量需要也越来越迫切。所以对翼型表面附面层区域的测量具有十分重要的意义，长期以来如何更加准确的测量翼型附面层厚度和流动形态，一直是翼型设计和空气动力学研究领域的研究热点和重点。

[0005] 目前，对于翼型附面层流动形态的预测的方式主要有数值计算和风洞试验两种方式，数值计算方式主要通过模拟翼型表面流动特性获取翼型表面流动的法向速度分布，然后通过附面层的定义来估算附面层厚度；风洞试验主要通过布置在翼型表面特定位置的测量耙获取表面不同高度下的压力值，然后通过公式计算气流速度在法向上的分布，并依据附面层厚度的定义来确定附面层的厚度和速度分布。这两种方向相比较而言，因为数值计算方法的主要缺点在于，在进行附面层的估算之前，必须要知道计算区域入口精确的来流参数和边界条件，同时翼型上附面层很薄，速度梯度大，精确模拟时需要的网格量巨大，从而导致计算效率低且难以得到精确的数据。所以目前采用附面层测量耙进行翼型表面区域速度分量测量进而获得翼型附面层厚度和流动形态的方法称为较为普遍的技术手段。

[0006] 为了确定边界层厚度，就需要对湍流边界层进行高分辨率测量。附面层测量耙就是目前最常用的测量边界层厚度的工具。附面层测量耙是由垂直于翼型表面且正对来流方向的一排总压管组成，总压管所测量来流总压与翼型表面静压之比对应翼型附面层区域的速度分布，由此可见总压管之间的间距决定了翼型附面层测量的分辨率。在风洞试验中广泛使用的附面层测量耙为1字型，这种传统的附面层测量耙存在两个缺陷：1、总压管的管壁存在一定的厚度外径大于内径，因此相邻总压管的间隔最小为圆管的外径，所以传统尾迹耙测量的附面层区域速度分布的分辨率受总压管外径限制，且因为总压管之间的干涉效应，两根总压管之间不能太过密集，否则通气管路之间会彼此干扰影响测试数据；2、在翼型风洞试验中，翼型弦长通常较短0.2m‑0.3m，由于翼型的气动力特性，导致翼型上的附面层很薄。传统的附面层测量耙采用1字型耙的形式，总压管不能在近壁区域内密集，因此近壁区域内的分辨率不足。综上两点传统的1字型限制了附面层速度分布的分辨率提高，也限制了传统附面层测量装置在翼型或飞行器进气道、内管道等狭小腔体的运用。

发明内容

[0007] 为解决现有技术中的上述技术问题，本发明提供一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置及方法。

[0008] 本发明采用的具体方案为：一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置，所述装置包括底座、耙体、总压管、固定螺丝，所述底座通过固定螺丝内嵌于翼型内，所述耙体一端为弯曲形状，另一端为竖直状，所述耙体弯曲端与底座相连接，所述耙体上开有通孔，所述通孔内设置总压管。

[0009] 所述总压管穿过耙体后形成独立的气路。

[0010] 所述总压管的中心轴线与耙体的水平轴线平行。

[0011] 所述总压管的进气口与当地物面的法线方向垂直。

[0012] 所述耙体的前端为楔形，楔角为15‑20°。

[0013] 另一方面，本发明提供一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，包括如下步骤：

[0014] 步骤一、确定耙体的宽度为5‑7cm；

[0015] 步骤二、根据湍流平板边界层公式： ，估算出试验翼型所需测量区域附面层厚度，其中x为翼型弦向位置，Re是试验雷诺数；

[0016] 步骤三、根据耙体的宽度和附面层厚度，从物面到附面层边界采用弯曲耙体，附面层外采用1字耙，弯曲耙体采用双曲线或抛物线；

[0017] 步骤四、总压管之间的最小距离为：S/D=1.5，其中S为总压管之间的间距，D为总压管的外径，总压管外径为0.7mm；

[0018] 步骤五、通过附面层的耙体得到附面层内的总压分布，同时利用翼面静压孔可测得当地站位的静压值，利用理想气体等熵关系式计算得到边界层内的来流马赫数分布[0019] 当 ＞0.528时：

[0020] 当 ≤0.528时：

[0021] 边界层内速度分布计算：

[0022] 比值 =0.99处距壁面的距离为边界层厚度 ；

[0023] 边界层位移厚度 计算：

[0024] 式中： ，下标1表示边界层外缘条件。

[0025] 本发明相对于现有技术具有如下有益效果：

[0026] 本发明公开了一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置，该装置包括耙体，耙体一端与底座连接，耙体为弯曲状耙体，耙体弯曲一端与底座相连接，耙体竖直一端为1字耙形状，耙体开有通孔，通孔内设置总压管。本发明通过将总压管设计成弯曲形结构，可以减小两个总压管在法向上的距离，从而在单位高度下得到更多的测量数据，使得测量更加精准，同时可以使总压管在空间上的错位，有效的避免为了总压管之间的相互干扰。

[0027] 另一方面，本发明结构简单，占用空间小，具有非常高的可靠性，本发明中的测量方法测量精度高。

附图说明

[0028] 图1是用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置结构示意图；

[0029] 图2是用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置的正视图；

[0030] 图3是用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置的侧视图。

[0031] 其中，附图标记分别为：

[0032] 1.底座、2.耙体、3.总压管、4.固定螺丝、5.来流方向、6.耙体楔角。

具体实施方式

[0033] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

[0034] 结合附图1‑3，本发明提供一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置，所述装置包括底座1、耙体2、总压管3、固定螺丝4。所述底座1通过固定螺丝4内嵌于翼型内，所述耙体2一端为弯曲形状，另一端为竖直状，所述耙体2弯曲端与底座1相连接，所述耙体2上开有通孔，所述通孔内设置总压管3，底座1外表面根据被测量翼型的当地形状调整，这样可以保证翼面光顺，减小对气流的干扰。

[0035] 所述总压管3穿过耙体2后形成独立的气路。所述总压管3的中心轴线与耙体2的水平轴线平行。所述总压管3的进气口与当地物面的法线方向垂直。相邻所述总压管3的间距从上至下依次递减。所述耙体2的前端为楔形，楔角为15‑20°。

[0036] 总压管的读数对局部气流偏角很敏感，为了最大限度地降低这种灵敏度，获得精确的压力测量结果，本发明中总压管需要进行外部倒角，总压管不进行外倒角时，对最大±11°的局部气流偏角不敏感，为了保证本发明的最大适用范围，需要将总压管尖端从外倒角，形成一个20°的外倒角，此时测量的局部气流偏角可达±17.5°。

[0037] 由于测量耙耙体2的底座会干扰探针读数，当总压管尖端和测量耙耙体2的底座之间的距离增加时，这种干扰效应会减小，想要干扰效应减至最小，必须满足：L/C＞3，其中L为测量耙总压管尖端和测量耙耙体2的底座之间的距离，C为测量耙支架厚度。根据翼型风洞试验的特点及总压管的刚度等问题，在一种实施方式中，总压管长10mm，耙体厚度为3mm。总压管长度和支架厚度比值为3.3。

[0038] 本发明提供一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量方法，包括如下步骤：

[0039] 步骤一、确定耙体的宽度为5‑7cm；

[0040] 步骤二、根据湍流平板边界层公式： ，估算出试验翼型所需测量区域附面层厚度，其中x为翼型弦向位置，Re是试验雷诺数；

[0041] 步骤三、根据耙体的宽度和附面层厚度，从物面到附面层边界采用弯曲耙体，附面层外采用1字耙，弯曲耙体采用双曲线或抛物线；根据仿真模拟耙体弯曲曲线采用双曲线或抛物线对流场干扰最小。根据耙体的宽度和估算的附面层厚度，从物面到附面层外（可略高于计算的厚度值），通过如下公式形成双曲线或者抛物线形式，附面层外依旧采用“1”字耙形式。即  或 。

[0042] 步骤四、总压管之间的最小距离为：S/D=1.5，其中S为总压管之间的间距，D为总压管的外径，总压管外径为0.7mm；

[0043] 测量耙总压管的数量直接关系到附面层测量的精度，同时需要避免总压管之间的相互干扰。则总压管之间的最小距离必须满足：S/D=1.5，其中S为总压管之间的间距，D为总压管的外径。本发明中总压管外径为0.7mm，总压管之间的最小距离为1.05mm，为提高测量精度在耙体弯曲部分按照法向间距1.05mm布置测压管，附面层外1字耙部分按法向间距1.5mm布置测压管。

[0044] 步骤五、通过附面层的耙体得到附面层内的总压分布，同时利用翼面静压孔可测得当地站位的静压值(PS)，利用理想气体等熵关系式计算得到边界层内的来流马赫数分布[0045] 当 ＞0.528时：

[0046] 当 ≤0.528时：

[0047] 边界层内速度分布计算：

[0048] 比值 =0.99处距壁面的距离为边界层厚度 ；

[0049] 边界层位移厚度 计算：

[0050] 式中： ，下标1表示边界层外缘条件。

[0051] 本发明中，测量耙耙体前缘需设计为楔形，楔形倒角的大小，应保证在试验时，不能在支架前产生激波，以免歪曲测量结果。根据 关系式：

[0052]

[0053] 其中θ角为楔形倒角的二分之一；β角为激波角；Ma1为来流马赫数。根据关系式，在θ≤12°即楔形倒角≤24°时，支架前无激波。本发明耙体的前缘楔形倒角设计为19°（即楔角为19°），即保证不出现激波，又保证了刚度。

[0054] 本发明中所述耙体2为弯曲状耙体2，本发明中在所述耙体的弯曲状耙体和1字耙体之间需光滑过度，避免应力集中和对数据干扰。本发明中通过附图1‑3可以看出，当耙体上端与翼型当地表面实际距离不变的情况下，通过耙体的弯曲，可以减小相邻总压管间距在翼型当地表面方向上的距离，从而提高测量的精度。本发明中总压管采用圆形钢管，外径0.7mm，内径0.4 0.6mm。进气口距离耙体前的距离为10mm。总压管穿过耙体并通过焊接或者~
粘合剂与耙体固定，总压管的出气端与塑料管相连接，最终接入压力测量装置。

[0055] 本发明中每一根总压管的进气口需要与翼型当地物面的法向方向垂直，第一根总压管尽量贴近当地翼面。本发明通过将总压管设计成弯曲形结构，可以减小两个总压管在法向上的距离，从而在单位高度下得到更多的测量数据，使得测量更加精准，同时可以使总压管在空间上的错位，有效的避免为了总压管之间的相互干扰。另一方面，本发明结构简单，占用空间小，具有非常高的可靠性，本发明中的测量方法测量精度高。

[0056] 以上附图及解释说明仅为本发明的一种具体实施方式，但本发明的具体保护范围不仅限以上解释说明，任何在本发明揭露的技术思路范围内，及根据本发明的技术方案加以简单地替换或改变，都应在本发明的保护范围之内。