[发明专利]一种前缘热流密度获取的试验模型和方法

说明书

本发明提供一种前缘热流密度获取的试验模型和方法，包括风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M‑1个模块上孔的位置彼此交错。本发明通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。

技术领域

本发明属于高速飞行器风洞试验技术领域，具体涉及一种受激波干扰的复杂尖锐前缘热流密度获取试验模型和方法。

背景技术

飞行器在大气中高速运动时，因表面摩擦与激波压缩，飞行器表面气体会产生很大的热量，这种因为物体在大气中作高速相对运动产生热的现象称为气动加热。物体越尖，受到的气动加热越严重。飞行器的机体头部前缘、发动机进气道唇口前缘、翼/舵前缘等各类尖锐前缘尺寸小到毫米量级，同时又在某些飞行姿态下受到激波干扰，使这些部位本身承受的严酷气动热又加重数倍，并且在毫米量级尺度范围内存在非常不均匀的热流分布，因此，受激波干扰的尖锐前缘一直是飞行器热防护的关注重点。

飞行状态的气动加热将导致飞行器温度迅速升高至几百甚至上千摄氏度，在飞行器设计过程中，必须选择合适的热防护材料或者采取合理的冷却措施才能避免飞行器损坏，而这必须知道飞行器各个部位气动加热的热流密度(下文简称为热流)。在这种背景下，准确获取受激波干扰的尖锐前缘热流显得尤为重要。

目前在地面获取气动加热热流的手段有工程计算、数值模拟和激波风洞试验(下文简称为风洞试验)测量等3种。其中，工程计算不适用于受激波干扰的尖锐前缘热流计算。数值模拟的优点是能够较好地展示流场结构，缺点是对于受激波干扰的尖锐前缘热流这种复杂问题的定量计算结果准确性难以保证。风洞试验测量的优点是能够通过热流传感器获取准确的热流数据，但受试验模型加工工艺和热流测量传感器安装空间的限制，相邻两个热流测量传感器的最小间距为2毫米左右，而受激波干扰的尖锐前缘热流在零点几毫米尺度内却有很剧烈的变化，通过风洞试验往往测量不到最为关注的热流最高值，热流测量试验数据的空间分辨度不足。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种受激波干扰的复杂尖锐前缘热流密度获取试验模型和方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

根据第一方面，提供一种前缘热流密度获取试验模型，包括风洞试验模型和M个模块，所述的风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，所述的槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，所述的每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，所述的模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M-1个模块上孔的位置彼此交错。

进一步的，所述的尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围计算方法为：

S1，确定尖锐前缘曲面的几何中心线；

S2，确定尖锐前缘曲面的几何中心线选取的空间范围。

进一步的，所述的模块上孔之间的距离根据整体式热流传感器的最小安装间距要求和模块机械加工工艺的最小间距限制综合确定。

进一步的，所述的M个模块上的孔距相同。