一種具備角度調節功能的超聲速風洞試驗段調節裝置的製作方法
2024-04-02 15:11:05
本發明涉及一種具備角度調節功能的超聲速風洞試驗段調節裝置，可用於激波反射、連續變馬赫數、測壓、進氣道等超聲速風洞特種試驗項目，屬於風洞試驗裝置設計領域。
背景技術：
激波作為空氣動力學的基本物理現象，具有重要的物理意義和學術研究價值，激波反射現象作為空氣動力學重要的研究領域，在物理研究中一直受到了廣泛的關注。
圖1(a)～圖1(f)是尖劈在二維流場中，來流Ma1與頭部激波的變化情況,其中，圖1(a)為當來流Ma1剛剛超過音速一點時，尖劈的前方出現一個離體激波；圖1(b)為Ma1速度繼續上升，離體激波向尖劈靠攏，發生彎曲；圖1(c)為Ma1速度繼續上升，激波從離體位置突然貼到尖劈前緣，形成斜激波AN；圖1(d)為Ma1速度繼續上升，激波AN的β角隨之減小。與此相對應的關係還有：圖1(e)為對應一定的Ma1，存在一個最大的尖劈角δmax，若尖劈角δ＜δmax，就形成一道貼在尖劈前緣的斜激波AN；圖1(f)為若尖劈角δ＞δmax，就形成一道立在尖劈前緣的弓形離體激波；
對於圖1(c)、圖1(d)、圖1(f)的情況，激波後氣體的速度方向變化量為δ，即氣流方向與尖劈斜面平行，激波後馬赫數和激波角可依據完全氣體的斜激波公式計算：
式中：
Ma1＝來流馬赫數
Ma2＝激波後馬赫數
δ＝尖劈角
β＝激波角
γ＝比熱比，對於空氣取為1.40
對於圖1(a)、圖1(b)、圖1(e)的情況，整個流場的計算很複雜，無法採用確切的計算公式計算激波後馬赫數和激波角，需要用計算流體力學計算或通過風洞試驗來驗證。
尖劈放在超聲速風洞中的示意如圖2(a)和圖2(b)所示。(a)當來流Ma1的馬赫數足夠大，產生原生激波AN，氣流折轉δ角後速度變為Ma2，但仍然是超聲速的。原生激波AN達到風洞壁後，N點的洞壁也相當於一個δ角的尖劈，只要Ma2不太低，氣流又會產生一道斜激波NQ，經過NQ以後的氣流Ma3就和洞壁平行了。激波NQ稱為激波AN的反射波，這種反射稱為在直壁上的規則反射。(b)如果Ma2不夠大，第一道激波不可能伸到洞壁，可以沒有第二道斜激波，這時的反射波系如圖示意，N點是幾個激波的會合點，這相當於產生離體激波的情況。此外，還有各種類型激波的相交、反射等問題，稱之為激波的不規則反射。
激波反射問題廣泛存在於超聲速飛行器布局、發動機進氣道等工程應用方面。在研究此類問題時，一般採用測力、測壓方法，配合以紋影、油流等觀測手段，來研究特定模型比較宏觀的激波反射問題。關於激波反射形成流場的邊界條件、內部結構分布等機理性的研究，雖然取得了不少認識，但仍然有有一些物理問題等待解決。如圖3示意的一種激波反射的典型內部流場，可以看到流動產生了明顯分離，激波與邊界層之間的相互作用形成了複雜流場。如圖4示意的激波反射現象分類，可以看出激波反射的外在表現形式也多種多樣。研究者在研究激波反射的道路上，不斷地深化和拓展認識，圖4的分類內容也在不斷地充實和豐富。研究激波反射的流場的邊界條件、內部結構分布等機理性問題，通過計算流體力學的方法全面計算很複雜也十分困難，需要設計各種類型的試驗方案研究。
研究激波反射應用的一個例子是飛行器的結構設計。如果圖4示意的流場作用在飛行器表面，會造成飛行器表面結構的持續抖振，如果設計不當，飛行器表面結構有可能產生疲勞震動破壞，或大振幅振蕩破壞。
針對研究激波反射的機理性問題，常用的風洞測量技術是在風洞支架上安裝不同尖劈角δ的模型，通過紋影等手段觀察激波結構。這種方法存在著不足，第一是超聲速氣流的馬赫數間隔最小為0.25，還沒有達到研究激波反射問題所需要的馬赫數步長精度；第二是模型的尖劈角δ的變化是有步長跨度的，連續變化尖劈角δ的機構受限於模型體積無法實現。
技術實現要素：
本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供一種具備角度調節功能的超聲速風洞試驗段調節裝置，該裝置可通過改變調節片的角度，製造出在一定角度和速度範圍內連續可控的超聲速氣流，為研究激波反射的原理創造試驗條件。
本發明的技術解決方案是：一種具備角度調節功能的超聲速風洞試驗段調節裝置，該調節裝置包括轉動調節片、過渡調節片、弧形導軌、彈性梁、頂杆、拉線傳感器、橫梁、鉸鏈軸、框架、固定調節片和直線運動機構；其中，彈性梁固定安裝在風洞試驗段的底部位置，框架一端固定在彈性梁上，另一端通過鉸鏈軸與風洞擴開角機構相連；過渡調節片和固定調節片與框架固定連接；橫梁固定在風洞試驗段的底部位置；轉動調節片一端通過弧形導軌與過渡調節片連接，另一端通過頂杆與安裝在橫梁上的直線運動機構相連，直線運動機構通過頂杆帶動轉動調節片相對於過渡調節片一端旋轉；拉線傳感器主體固定在過渡調節片的側壁上，拉線端固定在轉動調節片端部，通過測量轉動調節片端部的位移換算成為轉動調節片相對於過渡調節片的角度，直線運動裝置調節轉動調節片相對於過渡調節片的角度至所需要的角度。
所述過渡調節片及固定調節片通過壓緊的方式與框架固定連接。
所述直線運動機構包括滾珠絲槓模組、減速機、伺服電機，伺服電機與減速機連接形成驅動源，減速機與滾珠絲槓模組配合連接，將電機的轉動轉為滾珠絲槓模組滑塊的直線運動。
所述頂杆、拉線傳感器、橫梁、直線運動機構均位於風洞試驗支架的一側，與風動測試支架不在同一個垂直平面內。
所述轉動調節片與過渡調節片的夾角最大時，頂杆與滾珠絲槓模組遠離弧形導軌方向的夾角接近於90度，但不超過90度。
本發明與現有技術相比的有益效果是：
(1)、本發明現有超聲速試驗段的壁板是固定的，本發明在超聲速試驗段的壁板上安裝轉動調節片，通過轉動調節片轉動形成的角度，可以得到超聲速風洞試驗所需的特殊流場：首先是實現超聲速馬赫數1.5～4.5範圍內的氣流速度連續變化，其次是實現研究激波反射所需要的連續變化尖劈角δ；
(2)、本發明最大程度地保留了原有風洞壁板的結構，在轉動調節片為0°的時候，與原有風洞的內壁完全一致，不妨礙風洞開展其他試驗；
(3)、本發明的過渡調節片及固定調節片在框架上的固定方式為壓緊，可提高調節片安裝固定的效率；
(4)、本發明頂杆的瞬時角速度方向始終與轉動調節片轉動方向一致，並且頂杆的瞬心位置始終不超過頂杆上端在直線運動機構運動方向的垂直投影，保證了轉動調節片與滾珠絲槓模組(8)的滑塊位置具有唯一的對應關係；
(5)、本發明轉動調節片位於最大轉角的位置時，氣動力最大，而此時頂杆與的滾珠絲槓模組(8)角度μ接近90°，直線運動機構的直線驅動力最大程度地轉化為轉動調節片圍繞轉心轉動所需的轉矩，對於整套機構而言，雖然此時的氣動力很大但伺服電機所需提供的驅動力很小，從而有效減小了伺服電機的功率和體積。
(6)、本發明頂杆、拉線傳感器、橫梁、滾珠絲槓模組、減速機、伺服電機均位於風洞試驗支架的一側，與風動測試支架不在同一個垂直平面內，確保了轉動調節片與支架可同時運動而不會發生幹涉。
附圖說明
圖1(a)為來流馬赫數剛過音速，尖劈前方產生離體激波的示意圖；
圖1(b)為來流馬赫數剛過音速且稍大於圖1(a)的來流馬赫數，尖劈前方離體激波發生彎曲的示意圖；
圖1(c)為來流馬赫數繼續上升，尖劈前方激波從離體位置突然貼到尖劈前緣，形成斜激波AN的示意圖；
圖1(d)為來流馬赫數繼續上升，激波AN的β角相對於圖1(c)的β角減小的示意圖；
圖1(e)為尖劈角δ＜δmax產生斜激波AN的示意圖；
圖1(f)為尖劈角δ＞δmax產生離體激波的示意圖；
圖2(a)為斜激波的規則反射示意圖；
圖2(b)為一種斜激波的不規則反射示意圖；
圖3為斜激波內部流場示意圖；
圖4為激波反射問題的分類圖；
圖5為一種具備角度調節功能的超聲速風洞試驗段調節裝置剖視圖。
圖6為直線運動機構的驅動力轉化為轉動調節片轉矩的受力示意圖；
圖7(a)為研究尖劈激波反射的風洞試驗示意圖；
圖7(b)為研究激波不規則反射的風洞測力測壓示意圖；
圖8為進氣道啟動特性示意圖；
圖9為研究進氣道啟動特性的風洞試驗示意圖。
具體實施方式
以下結合附圖和具體實施方式對本發明進行詳細說明。
超聲速風洞試驗段的調節片在試驗期間作為風洞內壁一般是固定不動的，本發明在現有調節片基礎上的改進，使原來其中的一片固定調節調節片分為兩層成為過渡調節片和轉動調節片。過渡調節片位於下層，與剩餘的固定調節片在框架上的連接方式為壓緊；轉動調節片位於上層，與過渡調節片之間安裝弧形導軌，其中導軌座固定在過渡調節片上，導軌固定在轉動調節片上，弧形導軌限制了過渡調節片只具有唯一的轉動自由度。弧形導軌的轉心位於轉動調節片前端與風洞內壁接縫的直線處，從而保證轉動調節片在轉動期間，其前端始終與風洞內壁終保持平齊，後端始終圍繞接縫旋轉。轉動的驅動力來源於直線運動機構帶動頂杆行走，從而帶動轉動調節片的一端旋轉，採用拉線傳感器敏感轉動調節片一端的位移。
如圖5所示，本發明提供了一種具備角度調節功能的超聲速風洞試驗段調節裝置，該裝置包括轉動調節片1、過渡調節片2、弧形導軌3、彈性梁4、頂杆5、拉線傳感器6、橫梁7、鉸鏈軸11、框架12、固定調節片13和直線運動機構。本發明直線運動機構是由伺服電機、減速機、滾珠絲槓模組組成。針對亞跨超風洞的特點，其超聲速試驗段由可更換上下壁板和固定側壁板組成。
彈性梁4固定安裝在風洞試驗段的底部位置，框架12一端固定在彈性梁4上，另一端通過鉸鏈軸11與風洞擴開角機構相連，擴開角機構拉伸框架12後端，與框架12前端相連的彈性梁4產生彈性變形，形成風洞試驗所需的擴開角，彈性梁4的彈性變形不會影響風洞流場的品質；過渡調節片2和固定調節片13與框架12固定連接，構成固定壁板；轉動調節片1一端通過弧形導軌3與過渡調節片2連接，所述弧形導軌3轉心位於轉動調節片1與彈性梁4的接縫處，另一端通過頂杆5與直線運動機構相連；滾珠絲槓模組8、減速機9和伺服電機10通過螺釘與橫梁7連接固定，伺服電機10與減速機9通過螺釘連接形成驅動源，減速機9與滾珠絲槓模組8通過定位鍵配合連接，將電機的轉動轉為滾珠絲槓模組8滑塊的直線運動；轉動調節片1通過螺釘與弧形導軌3固定，同時與彈性梁4連接形成運動調節片系統。運動調節片系統與直線運動機構之間通過頂杆5連接並利用銷釘固定，滾珠絲槓模組8滑塊的直線運動通過頂杆5帶動轉動調節片1相對於過渡調節片2一端旋轉；拉線傳感器6主體固定在滾珠絲槓模組8的滑塊上，拉線端固定在轉動調節片1上用於實時測量轉動調節片1形成的角度。
一方面，轉動調節片一端的位移變化量就是拉升傳感器繩子長度的變化量，通過測控系統讀取拉線傳感器輸出電壓的增量(ΔUo)，並通過高精度水平儀檢測此時轉動調節片的角度(δ)，就可以得到ΔUo--δ的公式；
另一方面，只要頂杆與滾珠絲槓模組滑塊的角度不超過90°，滾珠絲槓模組滑塊的位置與轉動調節片的角度(δ)也具有唯一的對應關係，反映在控制方面就是伺服電機的輸出脈衝數(P)與轉動調節片的角度(δ)唯一對應，在前邊標校ΔUo--δ公式的時候，伺服電機每一次都輸出了一定的脈衝數(P)，因此就可以得到P-ΔUo--δ的公式。伺服電機的輸出脈衝數(P)是發出的控制信號，拉線傳感器電壓的增量ΔUo是反饋的控制信號，轉動調節片的轉動角度是通過拉線傳感器電壓的增量ΔUo計算得到的，從而實現了伺服電機的閉環控制。
所述過渡調節片2及固定調節片13通過壓緊的方式與框架12固定連接，可提高調節片安裝固定的效率。
所述頂杆5、拉線傳感器6、橫梁7、滾珠絲槓模組8、減速機9、伺服電機10均位於風洞試驗支架的一側，與支架不在同一個垂直平面內，確保了轉動調節片1與支架可同時運動而不會發生幹涉。
所述轉動調節片1在承受最大氣流載荷的最大轉角位置，頂杆5與滾珠絲槓模組8的角度接近90度，只需很小的驅動力就可實現調節片的轉動，從而使伺服電機10、減速機9轉矩、功率、體積大大減小，
所述轉動調節片1位於最大轉角的位置時，氣動力最大，而此時頂杆5與滾珠絲槓模組8遠離弧形導軌3方向的夾角μ接近90。頂杆的瞬時角速度方向始終與轉動調節片轉動方向一致，並且頂杆的瞬心位置始終不超過頂杆上端在直線運動機構運動方向的垂直投影。
如圖6所示，滾珠絲槓模組8的直線驅動力Fl與圍繞轉心o的轉矩Mo之間的關係為：
式中，L為過弧形導軌轉心到鉸鏈軸11與框架12的連接處距離。
此時，cosμ接近於0，Mo理論上接近於無窮大，也就是說直線運動機構的直線驅動力Fl最大程度地轉化為轉動調節片圍繞轉心轉動所需的轉矩Mo，對於整套機構而言，雖然此時的氣動力很大但伺服電機所需提供的驅動力很小，從而有效減小了伺服電機的功率和體積。
本發明具有精確調節風洞流場的功能，可應用於激波反射、連續變馬赫數等研究項目，也可用於測壓、進氣道等超聲速風洞特種試驗，有效地拓展風洞試驗的能力。風洞試驗過程中，上述裝置的主要作用是控制轉動調節片1轉動試驗所需的角度。
在開展激波反射機理性研究的風洞試驗中，可以開展的試驗類型如圖7(a)和7(b)所示。
第一種是在風洞中研究尖劈模型的激波反射，根據斜激波公式的計算結果，改變不大於10°的轉動調節片角度就可以控制激波後的氣流速度與下一個噴管的速度搭接上，在兩個噴管馬赫數的區間內，激波後的馬赫數Ma2是連續變化的，從而在超聲速馬赫數1.5～4.5範圍內的實現氣流速度連續變化，達到研究此類問題所需的馬赫數步長精度問題；
第二種是尖劈角δ變化對激波反射流場的研究，此時將轉動調節片視作模型或者在轉動調節片上安裝類似模型，實現連續變化尖劈角。這種方法等效於將模型與風洞垂直方向的距離放大了一倍，有利於提高試驗的效果。
超聲速衝壓進氣道是利用激波反射特性的一個例子，這種進氣道利用自身壓縮結構，將遠方超聲速氣流多次反射後轉化為勢能，達到提高氣流壓強的目的，使衝壓發動機具有相對寬廣的馬赫數工作範圍。啟動特性是衝壓進氣道的設計中的關鍵問題，當進氣道未啟動時，進口前形成離體激波，多餘的氣體溢出口外。而當來流馬赫數達到啟動馬赫數時，氣體全部撞入喉道通過，進口前的離體激波被吸入進氣道擴張段，建立起正常的工作狀態，進氣道啟動。從流量係數看來，此時的流量係數突然躍升，如圖8所示。進氣道的關閉過程可看做是啟動過程的逆過程，而關閉馬赫數與啟動馬赫數有一定的差別，這種差別叫做進氣道的遲滯效應。要使進氣道處於穩定的範圍運行，非常有必要準確測量進氣道的啟動關閉相關參數。
在開展衝壓進氣道啟動特性研究的風洞試驗中，如圖9所示，轉動調節片之後的流場Ma2可以實現連續變馬赫數，從而在超聲速馬赫數1.5～4.5範圍內的實現氣流速度連續變化，達到研究此類問題所需的馬赫數步長精度問題。在調節片形成的傾斜流場內，在風洞支架上安裝進氣道模型，就可以完成進氣道啟動性能試驗。
本發明未進行詳細說明的內容屬於本領域公知常識。