一种后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置及测量方法
阅读：1011发布：2020-08-29
专利汇可以提供一种后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置及测量方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种油膜干涉后掠翼三维 边界层 摩擦阻 力 测量装置及测量方法，该测量包括CCD摄像机、单色钠灯 光源 、稳压器、反光板、油滴涂抹工具、黑色麦拉膜、计算机及试验用 风 洞。CCD摄像机、单色钠灯光源、反光板设在风洞试验区域外，单色钠灯对准反光板。单色钠灯光源通过稳压器与外接电源相连。CCD摄像机的 信号 输出端与计算机对应 接口 相连。麦拉膜紧密贴合在模型试验段。按照 曲率 大小，将模型试验段分 块 ，调节单色钠灯光源和反光板的照射区域，使之 覆盖 试验段全部区域；利用油滴涂抹工具，将 硅 油按模型展向和弦向等比例均匀点涂在模型试验件表面的观察区域。本发明能有效的测出三维边界层表面摩擦阻力分布，并且能减少大曲率模型测量时的误差，也能根据摩擦阻力的分布推断出后掠翼三维边界层不同展向的转捩 位置 。，下面是一种后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置及测量方法专利的具体信息内容。
1.一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量方法，其特征在于，包括下列步骤：
(1)试验前，将模型试验件安装在试验用风洞中，并将黑色麦拉膜紧密贴合在模型试验件表面；
(2)安装，固定CCD摄像机、单色钠灯光源和反光板在风洞试验区域外的位置；
(3)根据后掠翼表面曲率的分布特点，将模型试验件按照弦向位置分成若干个区域，使划分的各个测量区域表面的曲率近似为零；同时调节单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的摆放位置和角度，使对于划分后的测量区域里的油膜，入射光的入射角都为一个固定的值
30°，然后固定单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的相对位置和角度，改变测量区域，最终获得全部测量区域内的油膜图像；
(4)利用油滴涂抹工具，将硅油按模型展向和弦向等间距均匀点涂在模型试验件表面的测量区域，油滴形状应尽量为圆形，直径为油滴间距的七分之一，使油滴能覆盖模型试验件表面的全部测量区域，并且通过展向和弦向的等间距布置，便于分析展向和弦向的摩擦阻力变化趋势，进一步分析转捩的三维特性；
(5)涂抹完成后，启动风洞控制系统，开始吹风试验，液滴状的硅油在风洞来流剪切力的作用下，在模型试验件表面连续移动，逐渐被吹成楔形，在单色钠灯光源的照射下，利用CCD摄像机可以记录下明暗相间的干涉条纹，并将摄取的信息送给计算机存储起来，记录二级条纹出现后的帧数时刻以及条纹移动明显时的帧数时刻；
(6)根据已知的油膜干涉条纹光学流动算法公式，计算表面摩擦阻力系数Cf：
式中n0表示硅油的折射率，θ表示折射角，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ表示试验中选用的单色钠灯的波长，q∞(t)表示不同时刻的来流动压，μ(t)表示试验所用硅油不同时刻的粘性，t1和t2分别代表油膜图案拍摄的二级条纹出现后的帧数时刻和条纹移动明显时的帧数时刻；
(7)综合所测得的模型表面全部的摩擦阻力系数分布，进一步分析出模型表面三维边界层各个展向和弦向的摩擦阻力系数分布；同时通过湍流边界层摩擦阻力系数明显大于层流边界层的特点，判断出模型表面各个展向截面的转捩位置，分析各个展向转捩位置的差异。
一种后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置及测量方法
技术领域
背景技术
[0002] 转捩位置一直是流体力学研究中十分关心的一个问题，因为层流区和湍流区的分布直接影响到飞行器表面摩擦阻力的大小。特别是超声速飞行时，从层流边界层到为湍流边界层，超声速飞行器表面对流换热率以及粘性阻力都将提高一个量级。因此，利用风洞实验对模型表面摩擦阻力系数和转捩位置进行测量就显得十分重要。
[0003] 传统油膜干涉方法往往是试验中在模型表面划一条油线，此种方法对于翼型二维边界层适用，但对于三维边界层，模型表面展向和弦向的流动情况具有较大差异，油线的方法缺少对这种差异的捕捉，不能获取模型表面全局的摩擦阻力系数，所以应用到三维边界层会有较大的误差；同样的，也缺少对于三维边界层转捩位置的判断和分析。对于具有较大曲率的模型，传统方法主要是通过增加光源来增大试验模型测量的有效区域。这种测量方法虽然可以实现单次成像的全局测量，但是试验模型表面大曲率也造成了不同位置处油膜对应的入射光折射角有很大的差别，因此需要对不同位置出的测量点都要做曲率修正，这种修正工作量繁重，且对于不同大曲率表面缺乏通用的修正公式，在工程上往往不适用，测量往往存在较大误差。
发明内容
[0004] 本发明要解决的技术问题是提供一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置，并且提供一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量方法及其对应的转捩预测方法。
[0005] 一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量设备装置，包括CCD摄像机、单色钠灯光源、稳压器、反光板、油滴涂抹工具、黑色麦拉膜、计算机及试验用风洞。CCD摄像机、单色钠灯光源、反光板设在风洞试验区域外，单色钠灯对准反光板，反光板反射的光要能照射到试验模型上，CCD相机能够对试验模型做有效的拍摄。单色钠灯光源通过稳压器与外接电源相连。CCD摄像机的信号输出端与计算机对应接口相连。油滴涂抹工具用细毛笔或者注射针头。麦拉膜紧密贴合在模型试验段。
[0006] 一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量方法及其对应的转捩预测方法，包括下列步骤：
[0007] 1.试验前，将模型试验件安装在试验用风洞中，并将黑色麦拉膜紧密贴合在模型试验件表面；
[0008] 2.安装，固定CCD摄像机、单色钠灯光源和反光板在风洞试验区域外的位置；
[0009] 3.根据后掠翼表面曲率的分布特点，将模型试验件按照弦向位置分成若干个区域，使划分的各个测量区域表面的曲率近似为零；同时调节单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的摆放位置和角度，使对于划分后的测量区域里的油膜，入射光的入射角都为一个固定的值30°，然后固定单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的相对位置和角度，改变测量区域，最终获得全部测量区域内的油膜图像；
[0010] 4.利用油滴涂抹工具，将硅油按模型展向和弦向等间距均匀点涂在模型试验件表面的测量区域，油滴形状应尽量为圆形，直径为油滴间距的七分之一，使油滴能覆盖模型试验件表面的全部测量区域，并且通过展向和弦向的等间距布置，便于分析展向和弦向的摩擦阻力变化趋势，进一步分析转捩的三维特性；
[0011] 5.涂抹完成后，启动风洞控制系统，开始吹风试验，液滴状的硅油在风洞来流剪切力的作用下，在模型试验件表面连续移动，逐渐被吹成楔形，在单色钠灯光源的照射下，利用CCD摄像机可以记录下明暗相间的干涉条纹，并将摄取的信息送给计算机存储起来，记录二级条纹出现后的帧数时刻以及条纹移动明显时的帧数时刻；
[0013]
[0014] 式中n0表示硅油的折射率，θ表示折射角，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ表示试验中选用的单色钠灯的波长，q∞(t)表示不同时刻的来流动压，μ(t)表示试验所用硅油不同时刻的粘性，t1和t2分别代表油膜图案拍摄的二级条纹出现后的帧数时刻和条纹移动明显时的帧数时刻。根据本发明涉及试验的特点，可以对上述算法进行简化，本发明涉及试验为低速、定常试验，则来流动压q∞(t)和硅油粘度μ(t)随时间的变化可以忽略，则公式可以简化为：
[0015]
[0016] 其中Δt表示计算选用的两帧照片拍摄的时间差。通过读取油膜条纹图像的以上参数，带入上述简化公式得到模型表面观察区域表面的摩擦力分布。
[0017] 7.综合所测得的模型表面全部的摩擦阻力系数分布，进一步分析出模型表面三维边界层各个弦向和展向的摩擦阻力系数分布；同时通过湍流边界层摩擦阻力系数明显大于层流边界层的特点，判断出模型表面各个展向截面的转捩位置，分析各个展向转捩位置的差异。
[0018] 本发明有益效果是，
[0019] 效果一：改进了传统的油膜干涉法通过测表面摩擦阻力的方法。本方法中沿着展向和弦向等间距涂抹油滴，使得分布的油点，通过规律性的排列，最大程度上代表了后掠翼三维边界层表面上全局的摩擦阻力特性，通过对各点位置处摩擦阻力的测量，即可获得模型表面全局的摩擦阻力系数特性，使得本测试方法适用于三维边界层表面摩擦阻力的测量。
[0020] 效果二：改进了传统油膜干涉法针对大曲率试验模型测量数据误差大的情况，发展了分区域测量的方法，通过分区域测量的手段，改善了测量精度，避免了传统方法的繁重修正计算，通过分区域测量、固定入射角的手段简化了试验操作，提高了测量精度。
[0022] 下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
[0023] 图1是本发明测量装置布置图。
[0024] 图2是本发明硅油点涂分布示意图。
[0025] 图3是本发明大曲率模型分区域布光图。
[0026] 图4是本发明模型试验件实物及在风洞中的安装位置。
[0027] 图5是本发明后掠翼模型试验件翼型图。
[0028] 图6是本发明模型试验件示意图。
[0029] 图7是本发明三个布光区域油膜图。
[0030] 图8是本发明初次布光区域硅油点涂分布图
[0031] 图9是本发明中摩擦阻力系数在展向和弦向的大小。
[0032] 附图中
[0033] 1、CCD摄像机 2、单色钠灯光源 3、稳压器
[0034] 4、反光板 5、麦拉膜 6、计算机
[0035] 7、风洞 8、模型试验件 81、点状硅油分布[0036] 82、初次布光区域 83、第二次布光区域 84、第三次布光区域[0037] 85、后掠翼模型试验件翼
[0038] 型图
具体实施方式
[0039] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例和附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0040] 实施例一：
[0041] 一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量方法，包括以下步骤：
[0042] 第一步：如图1和图4，试验前，将模型试验件8安装在试验用风洞7中，并将黑色麦拉膜5紧密贴合在模型试验件8表面。
[0043] 第二步：如图1，安装，固定CCD摄像机1、单色钠灯光源2和反光板4在风洞试验区域外的位置。
[0044] 第三步：如图1和图3，根据后掠翼表面曲率的分布特点，将模型试验段按照弦向位置分成3个区域，分别为初次布光区域82，第二次布光区域83以及第三次布光区域84，使划分的各个测量区域表面的曲率近似为零。同时调节单色钠灯光源2、反光板3、CCD摄像机1的摆放位置和角度，使对于划分后的测量区域里的油膜，入射光的入射角都为一个固定的值30°。然后固定单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的相对位置和角度，改变测量区域，最终获得全部测量区域内的油膜图像。如图7，为来流风速20m/s,模型试验件8攻角2°工况下，三次布光区域下的油膜图案。
[0045] 第四步：如图2，利用油滴涂抹工具，将硅油按模型展向和弦向等比例均匀点涂在模型试验件8表面的观察区域；油滴形状应尽量为圆形，直径为油滴间距的七分之一，使油滴能覆盖模型试验件8的测量表面的全部区域。如图8，为上述工况下，模型吹风前，初次布光区域82下的油滴图案。
[0046] 第五步：涂抹完成后，通知风洞控制系统，开始吹风试验，液滴状的硅油在风洞来流剪切力的作用下，在模型试验件8表面连续移动，逐渐被吹成楔形，在单色钠灯光源2的照射下，利用CCD摄像机1可以记录下明暗相间的干涉条纹。并将摄取的信息送给计算机6存储起来，记录二级条纹出现后的帧数时刻以及条纹移动明显时的帧数时刻。
[0047] 第六步：根据已知的油膜干涉条纹光学流动算法公式:
[0048]
[0049] 式中n0表示硅油的折射率，θ表示折射角，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ表示试验中选用的单色钠灯的波长，q∞(t)表示不同时刻的来流动压，μ(t)表示试验所用硅油不同时刻的粘性，t1和t2分别代表油膜图案拍摄的初始时刻和截至时刻。根据本发明涉及试验的特点，可以对上述算法进行简化，本发明涉及试验为低速、定常试验，则来流动压q∞(t)和硅油粘度μ(t)随时间的变化可以忽略，则公式可以简化为：
[0050]
[0051] 其中Δt表示计算选用的两帧照片拍摄的时间差。通过读取油膜条纹图像的以上参数，带入上述简化公式得到模型表面观察区域表面的摩擦力分布。本实施例中，硅油的折射率n0＝1.4，cosθ＝0.92，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ单色钠灯的波长λ＝589nm，来流动压q∞＝245kg/(m·s2)，硅油粘性μ＝20mpa·s，选取的前后油膜图案时间间隔Δt＝18.9s。综合上述信息，得到了来流风速20m/s,攻角2°条件下，试验模型表面三维边界层摩擦阻力系数分布，如下表：
[0052]
[0053] 最终可以得到后掠翼三维边界层表面摩擦阻力系数分布。
[0054] 实施例二：
[0055] 一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量方法，包括以下步骤：
[0056] 第一步：如图1和图4，试验前，将模型试验件8安装在试验用风洞7中，并将黑色麦拉膜5紧密贴合在模型试验件8表面。
[0057] 第二步：如图1，安装，固定CCD摄像机1、单色钠灯光源2和反光板4在风洞试验区域外的位置。
[0058] 第三步：如图1和图3，根据后掠翼表面曲率的分布特点，将模型试验段按照弦向位置分成3个区域，分别为初次布光区域82，第二次布光区域83以及第三次布光区域84，使划分的各个测量区域表面的曲率近似为零。同时调节单色钠灯光源2、反光板3、CCD摄像机1的摆放位置和角度，使对于划分后的测量区域里的油膜，入射光的入射角都为一个固定的值30°。然后固定单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的相对位置和角度，改变测量区域，最终获得全部测量区域内的油膜图像。如图7，为来流风速20m/s,模型试验件8攻角2°工况下，三次布光区域下的油膜图案。
[0059] 第四步：如图2，利用油滴涂抹工具，将硅油按模型展向和弦向等比例均匀点涂在模型试验件8表面的观察区域；油滴形状应尽量为圆形，直径为油滴间距的七分之一，使油滴能覆盖模型试验件8的测量表面的全部区域。如图8，为上述工况下，模型吹风前，初次布光区域82下的油滴图案。
[0060] 第五步：涂抹完成后，通知风洞控制系统，开始吹风试验，液滴状的硅油在风洞来流剪切力的作用下，在模型试验件8表面连续移动，逐渐被吹成楔形，在单色钠灯光源2的照射下，利用CCD摄像机1可以记录下明暗相间的干涉条纹。并将摄取的信息送给计算机6存储起来，记录二级条纹出现后的帧数时刻以及条纹移动明显时的帧数时刻。
[0061] 第六步：根据已知的油膜干涉条纹光学流动算法公式:
[0062]
[0063] 式中n0表示硅油的折射率，θ表示折射角，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ表示试验中选用的单色钠灯的波长，q∞(t)表示不同时刻的来流动压，μ(t)表示试验所用硅油不同时刻的粘性，t1和t2分别代表油膜图案拍摄的初始时刻和截至时刻。根据本发明涉及试验的特点，可以对上述算法进行简化，本发明涉及试验为低速、定常试验，则来流动压q∞(t)和硅油粘度μ(t)随时间的变化可以忽略，则公式可以简化为：
[0064]
[0065] 其中Δt表示计算选用的两帧照片拍摄的时间差。通过读取油膜条纹图像的以上参数，带入上述简化公式得到模型表面观察区域表面的摩擦力分布。本实施例中，硅油的折射率n0＝1.4，cosθ＝0.92，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ单色钠灯的波长λ＝589nm，来流动压q∞＝245kg/(m·s2)，硅油粘性μ＝20mpa·s，选取的前后油膜图案时间间隔Δt＝18.9s。综合上述信息，得到了来流风速20m/s,攻角2°条件下，试验模型表面三维边界层摩擦阻力系数分布，如下表：(W1-W5依次代表展向翼尖位置到翼根位置)[0066]
[0067] 最终可以得到大曲率模型表面摩擦阻力系数分布。
[0068] 实施例三：
[0069] 一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量方法，包括以下步骤：
[0070] 第一步：如图1和图4，试验前，将模型试验件8安装在试验用风洞7中，并将黑色麦拉膜5紧密贴合在模型试验件8表面。
[0071] 第二步：如图1，安装，固定CCD摄像机1、单色钠灯光源2和反光板4在风洞试验区域外的位置。
[0072] 第三步：如图1和图3，根据后掠翼表面曲率的分布特点，将模型试验段按照弦向位置分成3个区域，分别为初次布光区域82，第二次布光区域83以及第三次布光区域84，使划分的各个测量区域表面的曲率近似为零。同时调节单色钠灯光源2、反光板3、CCD摄像机1的摆放位置和角度，使对于划分后的测量区域里的油膜，入射光的入射角都为一个固定的值30°。然后固定单色钠灯光源、反光板、CCD摄像机的相对位置和角度，改变测量区域，最终获得全部测量区域内的油膜图像。如图7，为来流风速20m/s,模型试验件8攻角2°工况下，三次布光区域下的油膜图案。
[0073] 第四步：如图2，利用油滴涂抹工具，将硅油按模型展向和弦向等比例均匀点涂在模型试验件8表面的观察区域；油滴形状应尽量为圆形，直径为油滴间距的七分之一，使油滴能覆盖模型试验件8的测量表面的全部区域。如图8，为上述工况下，模型吹风前，初次布光区域82下的油滴图案。
[0074] 第五步：“涂抹完成后，通知风洞控制系统，开始吹风试验，液滴状的硅油在风洞来流剪切力的作用下，在模型试验件8表面连续移动，逐渐被吹成楔形，在单色钠灯光源2的照射下，利用CCD摄像机1可以记录下明暗相间的干涉条纹。并将摄取的信息送给计算机6存储起来，记录二级条纹出现后的帧数时刻以及条纹移动明显时的帧数时刻。
[0075] 第六步：根据已知的油膜干涉条纹光学流动算法公式:
[0076]
[0077] 式中n0表示硅油的折射率，θ表示折射角，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ表示试验中选用的单色钠灯的波长，q∞(t)表示不同时刻的来流动压，μ(t)表示试验所用硅油不同时刻的粘性，t1和t2分别代表油膜图案拍摄的初始时刻和截至时刻。根据本发明涉及试验的特点，可以对上述算法进行简化，本发明涉及试验为低速、定常试验，则来流动压q∞(t)和硅油粘度μ(t)随时间的变化可以忽略，则公式可以简化为：
[0078]
[0079] 其中Δt表示计算选用的两帧照片拍摄的时间差。通过读取油膜条纹图像的以上参数，带入上述简化公式得到模型表面观察区域表面的摩擦力分布。本实施例中，硅油的折射率n0＝1.4，cosθ＝0.92，Δx表示N级条纹移动的总距离，N代表计算用的条纹级数，λ单色钠灯的波长λ＝589nm，来流动压q∞＝245kg/(m·s2)，硅油粘性μ＝20mpa·s，选取的前后油膜图案时间间隔Δt＝18.9s。综合上述信息，得到了来流风速20m/s,攻角2°条件下，试验模型表面三维边界层摩擦阻力系数分布，如下表：(W1-W5依次代表展向翼尖位置到翼根位置)[0080]
[0081] 将上述数据绘制成散点图，如图9，结合图8，分析后掠翼三维边界层转捩过程中展向的变化:试验中三维边界层在各个展向截面均发生了转捩，其中翼根截面的转捩点约在0.8x/c位置处，其余截面约在0.9x/c位置处。通过分析，在翼尖方向的实验区域由于展向压力梯度的影响，分离区要比翼根方向更长。从翼根方向到翼尖方向，转捩分界线基本相同，但是湍流区条纹间距逐渐变小，说明摩擦阻力系数随着顺展向逐渐减小。实验结果与文献中得到的结论“转捩分界线呈等百分比弦向的特点”相符。由于扰动幅值增长因子翼根处更强，使得实验段靠近翼根方向的湍流区区域内具有更强的扰动，条纹间距更大，摩阻系数也更强。
[0082] 实例三中利用试验模型表面三维边界层摩擦阻力的分布情况，可以判断出各个展向截面转捩位置的不同，分析了其中的差异。
[0083] 尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员能够理解本发明，但是本发明不仅限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员而言，只要各种变化只要在所附的权利要求限定和确定的本发明精神和范围内，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
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