本發(fā)明涉及實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)領(lǐng)域，尤其是一種適用于空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)研究的變雷諾數(shù)裝置及方法。

背景技術(shù)：

在航空航天領(lǐng)域，空腔類(lèi)構(gòu)型應(yīng)用十分廣泛，如大飛機(jī)起落架艙、戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)埋武器艙等。起落架、武器等裝載在機(jī)身內(nèi)部，保證了飛機(jī)表面的流線外形，降低了飛行阻力。然而，艙門(mén)打開(kāi)后，飛機(jī)的流線外形即被破壞，艙內(nèi)形成的分離流動(dòng)將帶來(lái)許多氣動(dòng)問(wèn)題。例如，起落架艙向外輻射的噪聲已經(jīng)成為大飛機(jī)主要噪聲源之一，如不能有效降噪將直接影響大飛機(jī)的試航取證。內(nèi)埋武器艙內(nèi)的紊亂氣流不僅干擾武器的安全分離，艙內(nèi)劇烈的壓力脈動(dòng)還可能造成武器艙薄壁結(jié)構(gòu)的疲勞損傷。

空腔分離流動(dòng)帶來(lái)的一系列問(wèn)題嚴(yán)重制約著先進(jìn)飛行器的創(chuàng)新發(fā)展，迫切需要采取有效措施，加強(qiáng)對(duì)空腔自激振蕩、流致噪聲等氣動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生機(jī)理的認(rèn)識(shí)。目前，風(fēng)洞試驗(yàn)是開(kāi)展空腔流動(dòng)研究的主要手段之一。大尺寸風(fēng)洞建設(shè)成本巨大，常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)主要采用縮比模型開(kāi)展氣動(dòng)特性研究，風(fēng)洞試驗(yàn)空腔模型尺寸遠(yuǎn)小于真實(shí)飛行器上的起落架艙和內(nèi)埋武器艙。為了使風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的數(shù)據(jù)能夠服務(wù)于真實(shí)飛行器空腔類(lèi)構(gòu)型的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，需要開(kāi)展模型尺度效應(yīng)研究，具體涉及雷諾數(shù)、無(wú)量綱邊界層厚度等參數(shù)。

在空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)研究中，常采用增壓或改變空腔尺寸的方法開(kāi)展雷諾數(shù)及無(wú)量綱邊界層厚度等參數(shù)的影響研究。有多名學(xué)者針對(duì)位于側(cè)壁的空腔模型，開(kāi)展了增壓的影響研究。Jones 和Henbest 等通過(guò)增壓3倍，研究了亞跨聲速下脈動(dòng)壓力的變化；Justin和Katya等則研究了增壓對(duì)空腔表面脈動(dòng)壓力以及腔內(nèi)裝載物的振動(dòng)加速度響應(yīng)；Sally 和Sudhir等研究了馬赫數(shù)2.0條件下，腔內(nèi)脈動(dòng)壓力對(duì)增壓的響應(yīng)；Heller和Holmes等測(cè)量了跨超聲速的不同總壓下的空腔脈動(dòng)壓力，馬赫數(shù)范圍0.8～3.0；Tracy和Plentovich等利用低溫風(fēng)洞的特點(diǎn)，綜合采用增壓和降溫的方法來(lái)提高雷諾數(shù)，研究了較寬范圍的雷諾數(shù)影響規(guī)律。

然而，上述研究并沒(méi)有考慮增壓對(duì)試驗(yàn)段內(nèi)邊界層厚度的影響。邊界層沿著風(fēng)洞壁面發(fā)展，因此風(fēng)洞管道每個(gè)部件的流場(chǎng)改變都可能對(duì)邊界層發(fā)展產(chǎn)生影響。其中，位于試驗(yàn)段前的噴管段對(duì)試驗(yàn)段邊界層的發(fā)展影響較大。風(fēng)洞噴管段主要用于加速氣流，在同一馬赫數(shù)下，噴管段的順壓梯度與總壓成正比，隨著總壓的升高，順壓梯度也隨之升高，從而對(duì)邊界層的發(fā)展產(chǎn)生一定的影響。例如，在Heller和Holmes的研究中，馬赫數(shù)3.0的情況下，隨著總壓的升高，側(cè)壁邊界層從層流轉(zhuǎn)為湍流。在Tracy和Plentovich的研究中，馬赫數(shù)0.6時(shí)，隨著總壓的增加，邊界層厚度從14.7mm降低到11.9mm。因此，對(duì)于安裝在側(cè)壁的空腔模型，增壓不僅會(huì)改變雷諾數(shù)，同時(shí)也會(huì)對(duì)空腔入口邊界層厚度產(chǎn)生影響。

Louis和Leonard針對(duì)平板-空腔模型，研究了增壓的影響?？涨蝗肟谕牧鬟吔鐚又饕ㄟ^(guò)前緣平板發(fā)展而來(lái)。在Louis和Leonard的研究中，在平板前緣安裝了轉(zhuǎn)捩帶，使邊界層盡快轉(zhuǎn)捩成湍流。根據(jù)湍流邊界層厚度理論公式，邊界層厚度與單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)的五分之一次方成反比。若總壓升高10倍，對(duì)應(yīng)單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)增加10倍，邊界層厚度降低37%。因此，對(duì)于平板-空腔模型，增壓會(huì)導(dǎo)致雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度的同時(shí)變化。

Thangamani、Richard、Leonard、John等四人通過(guò)在空腔內(nèi)插入填充塊，并保持填充前后空腔的長(zhǎng)寬深比例不變，開(kāi)展尺度變化影響研究。插入填充塊后，雖然空腔入口邊界層厚度沒(méi)有變化，但是邊界層厚度與空腔幾何尺寸的比值卻發(fā)生了變化，同時(shí)雷諾數(shù)也發(fā)生了變化。

綜上所述，對(duì)于側(cè)壁安裝的空腔模型和位于核心流的平板-空腔模型，增壓和單純改變空腔尺寸等方法，均會(huì)導(dǎo)致雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度的同時(shí)變化。尤其在改變空腔尺寸時(shí)，雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度均發(fā)生了較大的變化，導(dǎo)致脈動(dòng)壓力頻譜變化規(guī)律變得十分復(fù)雜。多篇文獻(xiàn)指出雷諾數(shù)、無(wú)量綱邊界層厚度、馬赫數(shù)等來(lái)流參數(shù)對(duì)空腔流動(dòng)有十分重要的影響。而上述為了開(kāi)展雷諾數(shù)影響研究而發(fā)展的增壓和變模型尺寸的方法，并沒(méi)有真正實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)單變量改變，而帶來(lái)了雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度的同時(shí)變化，兩個(gè)重要參數(shù)的相互耦合給數(shù)據(jù)分析和機(jī)理研究帶來(lái)了極大困難。在空腔流動(dòng)試驗(yàn)研究中，如何實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度的解耦研究，這一問(wèn)題到目前為止還沒(méi)有得到有效解決。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的，就是針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)所存在的不足，而提供一種適用于空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)研究的裝置及方法，該方案通過(guò)改變空腔尺寸實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)的變化，然后在平板前緣安裝臺(tái)階塊，調(diào)節(jié)空腔入口邊界層厚度，使無(wú)量綱邊界層厚度與基本狀態(tài)保持一致，實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)單變量研究。本方案提出的方法解決了增壓和單純變空腔尺寸等方法存在的雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度同時(shí)變化、相互耦合的問(wèn)題，真正實(shí)現(xiàn)了亞聲速條件下雷諾數(shù)的單變量研究。

本方案是通過(guò)如下技術(shù)措施來(lái)實(shí)現(xiàn)的：

一種適用于空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)研究的變雷諾數(shù)裝置，包括有平板、空腔和填充塊；平板前緣安裝有前緣塊；空前內(nèi)部設(shè)置有填充塊；填充塊能夠改變空腔的容積。

作為本方案的優(yōu)選：前緣塊的高度能夠調(diào)節(jié)。

一種適用于空腔流動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)研究的變雷諾數(shù)方法，包括以下步驟：

a.在空腔內(nèi)插入填充塊，構(gòu)造大、中、小三種不同尺寸的空腔，各種規(guī)格的空腔長(zhǎng)寬深比例為6:2:1；

b.在平板前緣安裝前緣塊，在馬赫數(shù)0.6的條件下，測(cè)量在安裝不同高度的前緣塊的情況下，空腔入口邊界層的厚度，獲得入口邊界層厚度與前緣塊高度的函數(shù)關(guān)系；

c.以安裝高度為0的前緣塊的小空腔為基準(zhǔn)狀態(tài)，根據(jù)步驟b獲得的入口邊界層厚度與前緣塊高度的函數(shù)關(guān)系，在中空腔和大空腔前緣安裝適當(dāng)高度的前緣塊，使得三種規(guī)格的空腔入口的無(wú)量綱邊界層厚度保持一致；

d.在三種規(guī)格的空腔底部布置脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)；

e.將三種規(guī)格的空腔依次開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)研究，通過(guò)對(duì)比分析脈動(dòng)壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)，即可獲得空腔流動(dòng)的雷諾數(shù)影響規(guī)律。

作為本方案的優(yōu)選：步驟d中，脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)為位置選擇應(yīng)根據(jù)三種空腔尺寸的比例關(guān)系，使三種空腔的脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)的相對(duì)位置一一對(duì)應(yīng)。

本方案的有益效果可根據(jù)對(duì)上述方案的敘述得知，由于在該方案中通過(guò)改變空腔尺寸實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)的變化，然后在平板前緣安裝臺(tái)階塊，調(diào)節(jié)空腔入口邊界層厚度，使無(wú)量綱邊界層厚度與基本狀態(tài)保持一致，實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)單變量研究。本方案解決了增壓和單純變空腔尺寸等方法存在的雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度同時(shí)變化、相互耦合的問(wèn)題，真正實(shí)現(xiàn)了亞聲速條件下雷諾數(shù)的單變量研究。

由此可見(jiàn)，本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有實(shí)質(zhì)性特點(diǎn)和進(jìn)步，其實(shí)施的有益效果也是顯而易見(jiàn)的。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明的小空腔的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明的中空腔的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為本發(fā)明的大空腔的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中，1為平板，2為空腔，3為前緣塊，4為脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)。

具體實(shí)施方式

本說(shuō)明書(shū)中公開(kāi)的所有特征，或公開(kāi)的所有方法或過(guò)程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。

本說(shuō)明書(shū)（包括任何附加權(quán)利要求、摘要和附圖）中公開(kāi)的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類(lèi)似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個(gè)特征只是一系列等效或類(lèi)似特征中的一個(gè)例子而已。

通過(guò)附圖能夠看出，本方案包括有平板、空腔和填充塊；平板前緣安裝有前緣塊；空前內(nèi)部設(shè)置有填充塊；填充塊能夠改變空腔的容積。前緣塊的高度能夠調(diào)節(jié)。

本方案的具體實(shí)施方式為：包括以下步驟：

a.在空腔內(nèi)插入填充塊，構(gòu)造大、中、小三種不同尺寸的空腔，各種規(guī)格的空腔長(zhǎng)寬深比例為6:2:1；

b.在平板前緣安裝前緣塊，在馬赫數(shù)0.6的條件下，測(cè)量在安裝不同高度的前緣塊的情況下，空腔入口邊界層的厚度，獲得入口邊界層厚度與前緣塊高度的函數(shù)關(guān)系；

c. 以安裝高度為0的前緣塊的小空腔為基準(zhǔn)狀態(tài)，根據(jù)步驟b獲得的入口邊界層厚度與前緣塊高度的函數(shù)關(guān)系，在中空腔和大空腔前緣安裝適當(dāng)高度的前緣塊，使得三種規(guī)格的空腔入口的無(wú)量綱邊界層厚度保持一致；

d.在三種規(guī)格的空腔底部布置脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)；

e.將三種規(guī)格的空腔依次開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)研究，通過(guò)對(duì)比分析脈動(dòng)壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)，即可獲得空腔流動(dòng)的雷諾數(shù)影響規(guī)律。

步驟d中，脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)為位置選擇應(yīng)根據(jù)三種空腔尺寸的比例關(guān)系，使三種空腔的脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)的相對(duì)位置一一對(duì)應(yīng)。

本方案提出的方法解決了增壓和單純變空腔尺寸等方法存在的雷諾數(shù)和無(wú)量綱邊界層厚度同時(shí)變化、相互耦合的問(wèn)題，真正實(shí)現(xiàn)了亞聲速條件下雷諾數(shù)的單變量研究。

本發(fā)明并不局限于前述的具體實(shí)施方式。本發(fā)明擴(kuò)展到任何在本說(shuō)明書(shū)中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過(guò)程的步驟或任何新的組合。