[发明专利]一种高超声速分离流动控制试验装置及方法

说明书

本发明涉及高超声速流动控制领域，公开了一种高超声速分离流动控制试验装置及方法，所述装置包括尾支撑、激波边界层干扰模拟装置、弯刀机构；待测模型置于所述喷管和收集器之间的试验区，所述待测模型与尾支撑连接，所述尾支撑设置在弯刀机构的端部，所述激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，所述待测模型表面设置微型涡流发生器，所述测力天平设置在待测模型内部。所述方法包括将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；模拟不同攻角；分别进行第一、第二、第三车次试验；对比不同车次实验获得对比图像和定量气动力数据。本发明解决了高超声速流动中流动分离的发生以及因流动分离带来的气动损失的问题。

技术领域

本发明属于高超声速流动控制领域，更具体地涉及一种高超声速分离流动控制试验装置及方法。

背景技术

高超声速飞行器是未来各国武器装备研制竞争的战略制高点，随着高超声速技术的不断发展，部分高超声速武器已经逐步实现列装，以临近空间高超声速飞机为代表可重复使用的高超声速飞行器正成为当前各国争相研制的重点方向。

临近空间高超声速飞机不同于单次使用的高超声速飞行器，可重复使用的特点对其升阻比、载重量、航程、耗油率和经济性等方面提出了更高的要求。高超声速飞行器内外流场均存在复杂的激波边界层干扰诱发流动分离的现象，由此造成了更大的流动损失，减小发动机稳定工作裕度，降低了飞行器总体气动性能。以冲压发动机进气道为例，理想的冲压发动机进气道在设计点工作时通过多级压缩激波汇聚于下唇口，此时激波边界层干扰并不显著，但当进气道在大攻角或是非设计点工作时，其压缩拐角或是下唇板激波入射区就会产生明显的流动分离，情况严重时会分离流动会堵塞进气道造成不起动现象。为了减小流动分离造成的气动损失，各种分离流动控制手段被应用，其中主动流动控制方法有吹吸气、零质量射流和等离子控制等，被动流动控制方法主要有粗糙元、涡流发生器等，其中微型涡流发生器是高超声速流动中分离流动控制最有效的方法之一，微型涡流发生器是指淹没于边界层内的微小扰流结构，尺度约为边界层高度的10%~90%，研究表明涡流发生器引入流向涡，将边界层外的高动量流体输运到边界层内，使得边界层展向涡和脉动涡增强，显著增加边界层对分离的抵抗能力，从而抑制激波诱导边界层分离现象的产生。

发明内容

为解决现有技术中高超声速流动中流动分离的发生以及因流动分离带来的气动损失的问题，本发明提供一种高超声速分离流动控制试验装置及方法。

本发明采用的具体方案为：一种高超声速分离流动控制试验装置，所述装置包括尾支撑、激波边界层干扰模拟装置、弯刀机构、测力天平；待测模型置于所述喷管和收集器之间的试验区，所述待测模型与尾支撑连接，所述尾支撑设置在弯刀机构的端部，所述激波边界层干扰模拟装置设置在弯刀机构的基座上，所述待测模型表面设置微型涡流发生器，所述测力天平设置在待测模型内部。

所述弯刀机构包括中部支架、弯刀刀片、弧形滑轨、基座、驱动电机，所述弯刀刀片和弧形滑轨通过螺栓连接并安装在所述基座上，所述驱动电机驱动弧形滑轨运动；待测模型通过尾支撑与弯刀机构的中部支架连接，所述弯刀机构带动待测模型模拟不同的攻角。

所述激波边界层干扰模拟装置包括支撑杆，所述支撑杆上部设置多个销孔，所述销孔内设置角度不同的顶部圆柱。

所述微型涡流发生器设置在待测模型表面分离区上游，所述微型涡流发生器由多个楔形块依次排列组成。

所述待测模型为高超声速飞行器的机翼或平板。

另一方面，本发明提供一种基于微型涡流发生器的高超声速分离流动控制试验方法，所述试验方法基于微型涡流发生器的高超声速分离流动控制试验装置，包括如下步骤：

（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；

（2）将待测模型与弯刀机构连接，弯刀机构带动待测模型运动，模拟不同攻角；