声爆信号，极大提高了测量效率。本发明提供一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，属于风洞近场声爆信号测量技术领域，解决了现有技术中诸如流场干扰和系统复杂等缺陷问题；本发明采用PIV技术测量流场的速度分布，在测量的同时，依据要求改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，得出对应的空间速度场；再通过后处理程序，计算出对应的空间压力分布；后处理程序中，以分段计算空间速度场中不同区间的方式，得到对应区间中各点的压力分布；计算过程中，从波系外未受扰
1.一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：采用PIV技术测量流场的速度分布，在测量的同时，依据近场声爆信号测量要求，改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，得出流场对应的空间速度场；依据空间速度场，通过后处理程序，计算出流场对应的空间压力分布，作为测量结果；后处理程序中，以分段计算空间速度场中不同区间的方式，得到对应区间中各点的压力分布；计算过程中，从流场波系外未受扰动的点开始，以顺流方向，逐点进行计算，最终整合得到空间压力分布；
采用PIV技术测得的流场对应的空间速度场为脱体空间速度场，即不包含飞行器模型所在区域的速度场；所述脱体空间速度场所在的区域同时也为声爆信号测量区域，以该区域中的一条直线为提取线；所述提取线的方向与飞行器模型的轴线方向平行，提取线的长度覆盖整个流场中空间波系的范围；
S2、依据速度分布，确定提取线上的压缩区间和膨胀区间；
S3、以PIV测量区域中空间波系前的提取线上的一点为起始点，依据起始点的参数值，采用顺流向逐点计算的方式，依次计算提取线上的下游各点的参数值；
S4、所述参数值包括对应点的压力，当PIV测量区域中提取线上各点的参数值计算完成后，即整合得出对应流场的空间压力分布。
2.根据权利要求1所述的基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，是通过设置于风洞试验段内的相对位置调节系统来实现的；所述相对位置调节系统包括三种类型，分别对应不同的位置调节方式，具体为：仅单独调节飞行器模型位置的系统、仅单独调节PIV测量区域空间位置的系统、既能调节飞行器模型位置又能调节PIV测量区域空间位置的系统。
3.根据权利要求1所述的基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：所述后处理程序通过对脱体空间速度场进行计算，来得出流场对应的空间压力分布。
4.根据权利要求3所述的基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：步骤S1中，所述提取线为PIV测量区域的与飞行器轴线方向平行的速度场中线，速度场中线上的速度分布依据PIV测量技术直接获得；步骤S2中，所述压缩区间为提取线上速度减小的区间，所述膨胀区间为提取线上速度增大的区间。
5.根据权利要求4所述的基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：步骤S3中，起始点的参数值包括：马赫数、压力、温度，分别对应风洞来流马赫数、风洞静压和风洞静温，均为已知量；步骤S3采用的顺流向逐点计算方式，如下：设上游已知点的参数分别为马赫数 、压力 、温度 、速度 和夹角 ；计算开始时，上游已知点为起始点；夹角 是速度 与提取线的夹角；
邻近的下游点的参数分别为马赫数 、压力 、温度 、速度 和夹角 ，夹角 是速度 与提取线的夹角；取比热比 ，通过PIV测量技术直接获得速度 ，令夹角后：当下游点处于压缩区间内时，依据斜激波公式、夹角 和马赫数 ，计算得到激波角；依据激波角 与上游已知点的参数，进一步计算得到压缩区间内下游点的压力 、温度和马赫数 。
6.根据权利要求5所述的基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：当下游点处于膨胀区间内时，依据 膨胀波关系式、夹角 和马赫数 ，计算得到马赫数；在马赫数 的基础上依据等熵关系，进一步计算得到膨胀区间内下游点的压力 和温度 。
7.根据权利要求6所述的基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，其特征在于：在得到下游点的压力 、温度 和马赫数 之后，将下游点作为新的上游点，并将提取线上后续邻近的点作为新的下游点，以实现顺流向逐点计算过程；利用新的上游点经计算后得到的已知参数值，不断解算出新的下游点的参数值，获得提取线上的压力分布，整合得出对应流场的空间压力分布。
一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法
技术领域
[0001] 本发明属于风洞近场声爆信号测量技术领域，具体为一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法。
背景技术
[0002] 声爆是超声速飞行特有的声学现象；飞行器做超声速飞行时，周围空气中将产生激波和膨胀波系，这些波系传到地面后通常会形成“N”形压力扰动，导致人耳听到“嘭、嘭”两声爆炸声。由于声爆现象会严重影响人们的正常生活，因此在陆地上一般禁止超声速飞行，这也严重限制了超声速民机的发展。
[0003] 风洞近场声爆信号测量，是研究近场声爆信号特征的重要手段之一，主要目的为测量飞行器模型附近的空间压力分布。测量结果可作为CFD计算的验证数据，也可作为远场传播模型的输入。
[0004] 现有技术所发展的空间压力分布信号测量技术，主要包括超声速探针、测压板、全反射测压轨和无反射测压轨等几种手段。其中，超声速探针的测量精度较高，但测量试验效率低；测压板存在严重的边界层累积，测量效果较差；全反射测压轨为了保证2.0的反射系数，要求有一定的宽度，仍存在一定的边界层影响，测量结果不能完全令人满意；无反射测压轨基本消除了边界层影响，有较好的测量效果，但装置加工难度大。并且，上述测量手段都对流场有一定的干扰，因此会在一定程度上影响测量结果的准确性。
[0005] 综上，现有技术的不足还可总结为以下4点：
[0006] 1、现有测量属于接触式测量，对流场存在一定的干扰，影响测量结果的准确性；
[0007] 2、现有测量设备的安装较为复杂，对风洞试验段的空间以及接口有一定要求；
[0008] 3、现有技术无法利用已有的风洞试验设备，需要根据风洞具体情况设计加工不同的近场声爆信号测量装置；
[0009] 4、现有技术的一次测量试验只能获取一个脱体距离上的信号，实验效率低。
发明内容
[0010] 本发明的目的是为了全部或至少部分的解决现有风洞近场声爆信号测量技术的缺陷问题，提供一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，该方法基于PIV技术，通过飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置调节系统，结合后处理程序，实现了非接触式的测量过程，对流场没有干扰，还可同时测量多个高度的声爆信号，极大提高了测量效率。
[0011] 本发明采用了以下技术方案来实现目的：
[0012] 一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，包括：采用PIV技术测量流场的速度分布，在测量的同时，依据近场声爆信号测量要求，改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，得出流场对应的空间速度场；依据空间速度场，通过后处理程序，计算出流场对应的空间压力分布，作为测量结果；后处理程序中，以分段计算空间速度场中不同区间的方式，得到对应区间中各点的压力分布；计算过程中，从流场波系外未受扰动的点开始，以顺流方向，逐点进行计算，最终整合得到空间压力分布。
[0013] 可选的，改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，是通过设置于风洞试验段内的相对位置调节系统来实现的；所述相对位置调节系统包括三种类型，分别对应不同的位置调节方式，具体为：仅单独调节飞行器模型位置的系统、仅单独调节PIV测量区域空间位置的系统、既能调节飞行器模型位置又能调节PIV测量区域空间位置的系统。
[0014] 进一步的，采用PIV技术测得的流场对应的空间速度场为脱体空间速度场，即不包含飞行器模型所在区域的速度场；所述后处理程序通过对脱体空间速度场进行计算，来得出流场对应的空间压力分布。
[0015] 所述脱体空间速度场所在的区域同时也为声爆信号测量区域，以该区域中的一条直线为提取线；所述提取线的方向与飞行器模型的轴线方向平行，提取线的长度覆盖整个流场中空间波系的范围。
[0016] 进一步的，所述后处理程序的具体过程，包括如下步骤：
[0017] S1、获得提取线上的速度分布；
[0018] S2、依据速度分布，确定提取线上的压缩区间和膨胀区间；
[0019] S3、以PIV测量区域中空间波系前的提取线上的一点为起始点，依据起始点的参数值，采用顺流向逐点计算的方式，依次计算提取线上的下游各点的参数值；
[0020] S4、所述参数值包括对应点的压力，当PIV测量区域中提取线上各点的参数值计算完成后，即整合得出对应流场的空间压力分布。
[0021] 其中，所述压缩区间为提取线上速度减小的区间，所述膨胀区间为提取线上速度增大的区间。
[0022] 综上所述，由于采用了本技术方案，本发明的有益效果如下：
[0023] 本发明提出了基于PIV技术测量风洞近场声爆信号的思路理念，即通过测量空间速度场实现了空间压力的分布；在该过程中，本发明创造性的提出在压缩区间和膨胀区间分段计算空间压力分布的方式，并从波系外未受扰动的点开始，以顺流的方式逐点计算压力；本发明利用了PIV测量技术的测量区域较大的优势，将近场声爆信号测量技术中现有测压轨的线测量提升到了面测量。
[0024] 并且，本发明属于非接触式测量，对流场没有干扰；本发明建立的测量系统相对容易，不用额外安装复杂的压力测量设备，对风洞试验段的空间及接口要求低，从而有利于在小口径风洞中建立近场声爆测量技术，还可以同时测量多个高度的声爆信号，极大提高了测量效率；经过严格的模拟证明，本发明的方法完全可行，能带来更好的应用效果。
附图说明
[0025] 图1为测量时改变相对位置的过程示意图；
[0026] 图2为脱体空间速度场及测量过程的示意图；
[0027] 图3为压力测量结果与实际结果的对比示意图；
[0028] 图4为温度测量结果与实际结果的对比示意图；
[0029] 图5为马赫数测量结果与实际结果的对比示意图。
具体实施方式
[0030] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以按各种不同的配置来布置和设计。
[0031] 因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0032] 实施例1
[0033] 一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，包括：采用PIV技术测量流场的速度分布，在测量的同时，依据近场声爆信号测量要求，改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，得出流场对应的空间速度场；依据空间速度场，通过后处理程序，计算出流场对应的空间压力分布，作为测量结果；后处理程序中，以分段计算空间速度场中不同区间的方式，得到对应区间中各点的压力分布；计算过程中，从流场波系外未受扰动的点开始，以顺流方向，逐点进行计算，最终整合得到空间压力分布。
[0034] PIV(Particle Image Velocimetry)技术是风洞中常用的流场测量技术之一；本实施例中，采用PIV技术测量流场的速度分布时，在流场中散布示踪粒子，通过特定时间间隔来对示踪粒子成像，并基于互相关算法获得示踪粒子在成像时间间隔内的位移，从而获得示踪粒子的瞬时速度；若示踪粒子具有足够高的流动跟随性，则粒子的瞬时速度即可反映流场中该处的流动速度；由于示踪粒子可以大量散布，因此可在同一瞬间获取大量空间点上的速度分布，得出此时流场对应的空间速度场。
[0035] 为了解飞行器的近场声爆信号特征，在风洞中需测量飞行器模型的脱体空间压力分布，通常需要改变飞行器模型与测量设备的相对位置；本实施例中，改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，是通过设置于风洞试验段内的相对位置调节系统来实现的；所述相对位置调节系统包括三种类型，分别对应不同的位置调节方式，具体为：仅单独调节飞行器模型位置的系统、仅单独调节PIV测量区域空间位置的系统、既能调节飞行器模型位置又能调节PIV测量区域空间位置的系统；以单独调节飞行器模型位置的系统为例，其相对位置的改变示意可参看图1。
[0036] 因此，采用PIV技术测得的流场对应的空间速度场为脱体空间速度场，即不包含飞行器模型所在区域的速度场，可参看图2的示意；后处理程序通过对脱体空间速度场进行计算，来得出流场对应的空间压力分布。
[0037] 本实施例中，脱体空间速度场所在的区域同时也为声爆信号测量区域，以该区域中的一条直线为提取线；提取线的方向与飞行器模型的轴线方向平行，提取线的长度覆盖整个流场中空间波系的范围。
[0038] 优选的提取线为PIV测量区域的与飞行器轴线方向平行的速度场中线，速度场中线上的速度分布依据PIV测量技术直接获得。
[0039] 以下为后处理程序的详细内容，包括如下步骤：
[0040] S1、获得提取线上的速度分布；
[0041] S2、依据速度分布，确定提取线上的压缩区间和膨胀区间；
[0042] S3、以PIV测量区域中空间波系前的提取线上的一点为起始点，依据起始点的参数值，采用顺流向逐点计算的方式，依次计算提取线上的下游各点的参数值；
[0043] S4、参数值包括对应点的压力，当PIV测量区域中提取线上各点的参数值计算完成后，即整合得出对应流场的空间压力分布。
[0044] 步骤S2中，压缩区间为提取线上速度减小的区间，膨胀区间为提取线上速度增大的区间。
[0045] 步骤S3中，起始点的参数值包括：马赫数、压力、温度，分别对应风洞来流马赫数、风洞静压和风洞静温，其均为已知量；采用顺流向逐点计算的方式，具体过程如下：
[0046] 设上游已知点的参数分别为马赫数 、压力 、温度 、速度 和夹角 ；其中，计算开始时，上游已知点为起始点；夹角 是速度 与提取线的夹角；
[0047] 邻近的下游点的参数分别为马赫数 、压力 、温度 、速度 和夹角 ，同样夹角 是速度 与提取线的夹角，由于速度 已知， 也为已知，再取比热比 ；
[0048] 当下游点处于压缩区间内时，依据斜激波公式，如下：
[0049]
[0050] 由于 和 已知，可计算出上式中的激波角 ，再依据下列各式，得出：
[0051]
[0052]
[0053]
[0054] 即完成了压缩区间内下游点的压力 、温度 、马赫数 的计算。
[0055] 紧接着，当下游点处于膨胀区间内时，依据 膨胀波关系式，如下：
[0056]
[0057] 由于 和 已知，可计算出上式中的 ，再利用等熵关系，得出：
[0058]
[0059]
[0060] 即完成了膨胀区间内下游点的压力 、温度 、马赫数 的计算。
[0061] 在得到下游点的压力 、温度 和马赫数 之后，将下游点作为新的上游点，并将提取线上后续邻近的点作为新的下游点，以实现顺流向逐点计算过程；利用新的上游点经计算后得到的已知参数值，不断解算出新的下游点的参数值，获得提取线上的压力分布，整合得出对应流场的空间压力分布。
[0062] 实施例2
[0063] 在实施例1的基础上，本实施例以具体的试验测量数据，来说明本发明的实施情况及效果。
[0064] 应用实施例1中的方法，首先获取流场的速度分布。通过数值模拟的方式，获得某锥柱体的绕流场全部数据，其中来流马赫数 。
[0065] 提取如速度场中线所示的19个点的数据，如下表1所示。
[0066] 表1中，第1个点在波系外，该点的马赫数 、压力 、温度 分别为来流马赫数、静压和静温；实际测量中，这些参数由风洞测量系统提供。19个点的位置x，速度 和夹角 由PIV测量结果给出，也就是实际测量计算时的已知参数。
[0067] 表1 实际测量后提取的各点数据表
[0068]
[0069] 接下来确定压缩区间和膨胀区间；依据各点对应的速度变化情况，可确定1至4号点之间为压缩区间，4至7号点之间为膨胀区间，7至9号点之间为压缩区间，9至11号点之间为膨胀区间，11至13号点之间为压缩区间，13至19号点之间为膨胀区间。本实施例中，当后处理程序运行时，只比较相邻两点的速度大小，即可确定后一点所处的区间。
[0070] 随后，依据实施例中对应不同区间的计算方法和公式，由于1号点的参数已知，可逐点计算出后续各点的马赫数、压力和温度，令后18个点为需计算相关参数的未知点，经计算后的结果如下表2所示。
[0071] 将表1和表2中的马赫数、压力和温度各项进行对比，对比情况则可参看图3至图5的示意。
[0072] 表2 依据方法计算的各点数据表
[0073]
[0074] 经过对比可以发现，未知点的计算结果(也就是方法实际应用时对应的现实中测量结果)与表1通过数值模拟的方式获得的全部数据值，有较好的符合性，说明本发明方法的计算过程能准确的反应实际流场的测量情况，且具有较高的精度，因此可实现不用在风洞试验段安装压力测量设备，空间接口要求低，测量效率极大提高的效果。
