[发明专利]一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法

说明书

本发明公开了一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法，在声学风洞内设置有声音采集器，所述声音采集器采集气流在缩比模型上产生的噪音，分析声音采集器的噪声信号，若噪声频谱表现出明显的单峰性，则流动为层流边界层，若噪声频谱呈现出宽频特征，说明模型绕流边界层已经为湍流边界层，此时流动已经转捩为湍流。本发明基于两种不同流动的发声机理，提出的基于气动噪声信号测量的边界层强制转捩问题的判定方法，相比传统的基于流场、压力场或温度场的直接测量方法，本发明的测试工具不需要与模型本身进行任何的接触，可以减小测试设备带来的干扰流场或影响边界层本身的技术弊端。

技术领域

本发明涉及风洞噪声测量领域，具体说涉及一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法。

背景技术

在现代风洞试验中，由于模型缩比等原因雷诺数不能真正达到完全模拟的程度，以6m量级风洞为例只能达到10⁶量级，而一般飞行器的实际飞行雷诺数约为10⁷量级。雷诺数的差异直接影响飞行器边界层流动状态。为了有效地模拟飞行器边界层流动状态，使模型表面边界层与飞行器相似，常常采用边界层人工强制转捩的方法，即在模型表面一定位置人为设置粗糙元，利用其产生的扰动促使边界层由层流状态转捩成湍流状态。带来新的问题是，如何准确判断人工强制转捩的程度。

目前，对于人工强制转捩程度的测量，主要有基于气动力测量、气动热测量、壁面剪切应力测量、脉动压力测量以及流动显示测量等测试技术，常用有热线风速仪、温敏漆、薄膜热流传感器、热红外成像、表面升华、油流流动显示等测试手段。这些测试手段都是基于流场、压力场或温度场的直接测量方法，均存在干扰流场或影响边界层本身的技术弊端，而且设备多、操作复杂，有的设备成本还很高，不利于在风洞试验中大范围持续使用。在风洞试验中，由于模型姿态复杂，对人工强制转捩强度的判断一般依赖于试验者的实践经验，往往存在人工随意性和直接套用前人结果等问题，导致边界层流动模拟不精细。尤其是在模型存在迎角时由于逆压梯度的巨大变化，还会带来过度转捩的问题，严重影响试验模型的阻力测量准度。

近年来，随着飞行器气动噪声的被关注程度日益提升，气动声学发展迅猛。关于转捩区不稳定流动声辐射的理论研究也取得了显著的进展。大量的理论和实验研究表明，层流边界层和湍流边界层这两者产生的噪声机理完全不同，层流边界层扫过机翼后缘时，以固定频率的涡脱落为主要特征，其气动噪声频谱具有明显的峰值，而湍流边界层流过后缘辐射的噪声则表现出宽频特征。

发明内容

本发明的目的是从层流边界层和湍流边界层的不同气动噪声特性出发，提出了一种基于后缘气动噪声测量的机翼边界层转捩判定方法，本方法基于测量机翼后缘气动噪声来分析边界层流动形态，判断流动是否成功强制转捩或是过度转捩等问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于后缘气动噪声测量判定机翼边界层转捩程度的方法，在声学风洞内设置有声音采集器，所述声音采集器采集气流在缩比模型上产生的噪音，分析声音采集器的噪声信号，若噪声频谱表现出明显的单峰性，则流动为层流边界层，若噪声频谱呈现出宽频特征，说明模型绕流边界层已经为湍流边界层，此时流动已经转捩为湍流。

在上述技术方案中，所述声音采集器在声学风洞内不与缩比模型进行任意位置的接触。

在上述技术方案中，所述声学风洞内设置有多个声音采集器，声音采集器沿着风洞轴线两两均匀对称分布在缩比模型的两侧。

在上述技术方案中，所述每个声音采集器在风洞中的高度一致，均为缩比模型高度的1/2处。

在上述技术方案中，每个声音采集器在风洞中与缩比模型前缘的距离一致。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：