[发明专利]超声速轴对称边界层风洞

说明书

技术领域

本发明涉及一种风洞，尤其涉及一种超声速轴对称边界层风洞。

背景技术

随着现代空气动力学技术的发展，空气动力学机理问题研究越来越重要，作为典型的可压缩剪切流动，超声速边界层研究不仅具有广泛的应用背景而且具有重要理论意义，如轴对称飞行器的气动控制、轴对称发动机的动力性能。存在展向曲率的边界层流场精细结构还有待深入研究。一百多年的边界层研究表明，边界层尤其是超声速边界层中仍然存在大量未被认清的问题，这些问题困扰流体力学科研人员的同时，也对边界层的工程应用提出了越来越严峻的挑战。超声速边界层的实验研究亟待深入开展。

超声速轴对称边界层具有三维、非定常和多尺度的特征，定量流动成像技术是研究这些特征的重要手段，它需要轴对称边界层风洞具有良好的光学测量环境，相应的风洞光学窗口需要针对研究对象的特点进行设计。

从边界层生成的方法来看，现有边界层实验模型主要有两大类：一类是将产生边界层的平板或圆锥等模型放到风洞实验段中进行研究，另一类是直接对风洞壁面自身产生的边界层进行研究。

文章“M.Yoda，J.Westerweel，Particle image velocimetry studies of a boundary layer perturbed by localized suction，Experiments in Fluids.30：239-245，2001.”设计了一个用于流动控制研究的200mm×60mm低速边界层平板模型，安装在低速风洞实验段中，模型下表面距风洞壁面70mm，采用两个底座固定支撑。

文章“M.W.Smith，A.J.Smits，Visualization of the structure of supersonic turbulent  boundary layers.Experiments in Fluids 18：288-302，1995”开展了两组超声速边界层实验研究。第一组研究是在Princeton大学200mm×200mm的下吹式超声速风洞壁面上进行的，实验区域距离喷管出口1.9m，当地边界层厚度28mm，基于动量损失厚度的雷诺数为81900，速度为580m/s，马赫数2.82。另外一组直接研究实验段截面为13mm×26mm的超声速风洞壁面边界层，在观察区域的四壁开有光学窗口，以便于光学测试技术的实施，观察区域处边界层厚度为4.2mm，基于动量损失厚度定义的雷诺数为25000。

文章“D.Heitmann et al.，Non-intrusive generation of instability waves in a planar hypersonic boundary layer.Experiments in Fluids，Published online：05August 2010.”开展了高超声速边界层流场的研究，其边界层模型为630mm×200mm的钢制平板，前缘斜切角为10°，模型前端两侧安装330mm×70mm的侧翼，以抑制三维效应对边界层的影响，整个边界层模型安装在HBL高超声速风洞的实验段中。

基于模型的边界层实验研究方法的主要问题在于：一、超声速流场中圆锥边界层前缘不可避免地产生激波，该激波经过壁面或自由射流边界反射后会与边界层相互作用，产生复杂的流场结构，不利于边界层自身精细结构的研究；二、因为风洞并不是针对边界层研究所设计的，相应的实验舱一般较大，不利于采用光学非接触测试技术对边界层精细结构进行观测；三、某些下吹式风洞雷诺数较大，流场未经降噪处理，严重影响边界层的转捩与失稳特性，不利于机理研究。

直接采用风洞壁面产生边界层进行研究，虽然克服了激波干扰的问题，但难以采用光学手段观测喷管内部边界层，这对研究上游流场结构对边界层的影响是十分不利的。除此之外，现有风洞两侧壁边界层的发展严重干扰主边界层的流场结构，同样不利于机理研究。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种超声速轴对称边界层风洞，用于研究受展向曲率影响的超声速边界层结构，其便于光学非接触测试技术的实施。