一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法技术方案

一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法，系统包括二维冷却模型(1)、薄膜驻室(2)、薄膜喷管(3)、进气通道(4)、冷却窗口(5)、粒子播发器(6)、冷却介质(7)；二维冷却模型(1)前缘与风洞喷管出口下表面齐平，薄膜驻室(2)安装在二维冷却模型(1)的自由来流经过的表面A且安装后不形成逆向台阶，薄膜喷管(3)安装在薄膜驻室(2)上且喷口中心线方向与表面A平行，薄膜喷管(3)的喷口下表面与冷却窗口(5)的上表面之间平行且不形成逆向台阶；实验过程中，冷却介质(7)通过粒子播发器(6)经由进气通道(4)进入薄膜驻室(2)，再由薄膜喷管(3)喷出冷却介质，在冷却窗口(5)表面形成冷却剪切混合层薄膜。

An experimental system and experimental method for film cooling in hypersonic wind tunnel

\u4e00\u79cd\u9ad8\u8d85\u58f0\u901f\u98ce\u6d1e\u8584\u819c\u51b7\u5374\u5b9e\u9a8c\u7cfb\u7edf\u53ca\u5b9e\u9a8c\u65b9\u6cd5\uff0c\u7cfb\u7edf\u5305\u62ec\u4e8c\u7ef4\u51b7\u5374\u6a21\u578b(1)\u3001\u8584\u819c\u9a7b\u5ba4(2)\u3001\u8584\u819c\u55b7\u7ba1(3)\u3001\u8fdb\u6c14\u901a\u9053(4)\u3001\u51b7\u5374\u7a97\u53e3(5)\u3001\u7c92\u5b50\u64ad\u53d1\u5668(6)\u3001\u51b7\u5374\u4ecb\u8d28(7)\uff1b\u4e8c\u7ef4\u51b7\u5374\u6a21\u578b(1)\u524d\u7f18\u4e0e\u98ce\u6d1e\u55b7\u7ba1\u51fa\u53e3\u4e0b\u8868\u9762\u9f50\u5e73\uff0c\u8584\u819c\u9a7b\u5ba4(2)\u5b89\u88c5\u5728\u4e8c\u7ef4\u51b7\u5374\u6a21\u578b(1)\u7684\u81ea\u7531\u6765\u6d41\u7ecf\u8fc7\u7684\u8868\u9762A\u4e14\u5b89\u88c5\u540e\u4e0d\u5f62\u6210\u9006\u5411\u53f0\u9636\uff0c\u8584\u819c\u55b7\u7ba1(3)\u5b89\u88c5\u5728\u8584\u819c\u9a7b\u5ba4(2)\u4e0a\u4e14\u55b7\u53e3\u4e2d\u5fc3\u7ebf\u65b9\u5411\u4e0e\u8868\u9762A\u5e73\u884c\uff0c\u8584\u819c\u55b7\u7ba1(3)\u7684\u55b7\u53e3\u4e0b\u8868\u9762\u4e0e\u51b7\u5374\u7a97\u53e3(5)\u7684\u4e0a\u8868\u9762\u4e4b\u95f4\u5e73\u884c\u4e14\u4e0d\u5f62\u6210\u9006\u5411\u53f0\u9636\uff1b\u5b9e\u9a8c\u8fc7\u7a0b\u4e2d\uff0c\u51b7\u5374\u4ecb\u8d28(7)\u901a\u8fc7\u7c92\u5b50\u64ad\u53d1\u5668(6)\u7ecf\u7531\u8fdb\u6c14\u901a\u9053(4)\u8fdb\u5165\u8584\u819c\u9a7b\u5ba4(2)\uff0c\u518d\u7531\u8584\u819c\u55b7\u7ba1(3)\u55b7\u51fa\u51b7\u5374\u4ecb\u8d28\uff0c\u5728\u51b7\u5374\u7a97\u53e3(5)\u8868\u9762\u5f62 Film of cooling and shearing mixing layer.

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法
本专利技术涉及一种高超声速风洞薄膜冷却实验技术，特别是薄膜冷却效率以及薄膜流场结构测量实验方法。
技术介绍
早期薄膜冷却流动的研究集中在燃气轮机叶片的热防护，形成了冷却效率的基本概念，以及冷喷气流吹风比、动量比、入射角度、湍流强度对于冷却效率的基本认识。从60年代起，人们开始研究将薄膜冷却流动用于燃气轮机的叶片防护，通过在叶片表面布孔并形成冷流喷注来提高部件的工作寿命或者燃气轮机的工作效率。由于流动中涉及到主流的温度及冷喷气流的温度两个温度参考量，人们提出了冷却效率η的概念其中T∞为主流的静温，Taw为绝热壁面的温度，Ts为冷喷气流的静温。薄膜冷却流动的主要流动参数包括质量比、吹风比、密度比、速度比、压力梯度、湍流强度等；几何参数主要包括喷口外形、倾斜角度、表面曲率等，2005年D.G.Bogard&K.A.Thole详细总结了叶片薄膜冷却效率的主要参数，如表1所示。大量实验及数值模拟工作研究了吹风比、喷流形式、来流湍流强度对于冷却效率的影响。Teekarametal.实验研究了吹风比(M＝ρsUs/ρ∞U∞)对于冷却效率的影响，测量结果表明，冷却效率在冷喷气流的下游迅速衰减，且冷却效率随着吹风比的增大而增大，采用隔板尺度及吹风比的坐标(x/Ms)无量纲化后，冷却效率能够重叠到一条线上。1960年Papell采用热线测量技术对单孔和排孔的冷喷气流的冷却效率进行了测量，实验结果表明排孔的冷却效率要低于单孔的冷却效率，其主要原因可能为排孔冷喷气流的作用面积减少及相互之间的作用导致热扩散。质量动量比导致冷喷气流的再附及分离，从而导致冷却效率下降。数值模拟及实验测量发现随着来流湍流强度的增加，冷却效率也会下降。近年来，由于高超声速飞行器及光学制导武器的发展，超声速薄膜冷却流动开始应用于光学窗口的热防护，同时还必须考虑薄膜流动对于光学传输效应的影响机制。在超声速薄膜冷却流动中，人们一般使用推广的等效冷却效率ηeff定义为其中T0∞为主流的总温，T0s为冷喷气流的总温。超声速薄膜冷却流动与低速的薄膜冷却流动在流场特征上存在较大的区别，人们采用纹影、PIV、米氏散射等流动显示技术和热线测量、温度测量等测量技术开展实验研究，采用RANS、LES等模拟手段开展超声速冷却薄膜流动的数值研究。目前，一般认为，超声速薄膜冷流动包括初始阶段和发展阶段。在初始阶段，由于主流及冷喷气流经过隔板形成比较明显膨胀面及膨胀波结构，在喷口附近形成明显的波系结构。波系结构与冷喷气流的边界层流动相互作用，并经绝热壁面的反射与冷喷气流及主流的剪切层流动发生作用，给流动的发展带来较大的影响。在发展阶段，冷喷气流的边界层、冷喷气流/主流的剪切层流动开始充分发展，大尺度流动结构得到进一步发展及空间演化，流动开始进入充分发展的湍流区域，对流动的密度场形成较大的影响，进而影响光学传输及成像。在充分发展区域，冷喷气流的边界层流动逐渐开始主导，由于湍流边界层的发展，绝热壁面的温度迅速升高，冷喷气流的冷却效率迅速下降。目前认为，影响超声速薄膜冷却流动(图1)的主要因素包括压缩性效应(由用于剪切层的对流马赫数Mc及总温比θ＝T0S/T0∞刻画)、来流湍流强度等因素。总体上来讲，对于超声速冷却薄膜流动的研究，主要体现在低速薄膜冷却流动的延续及推广方面，人们从不同的角度，采用实验或者数值手段获得流动参数对于冷却效率的影响并进行冷却效率的工程建模，相对来说超声速薄膜冷却流动对于光学效应的+影响考虑较少。人们对于超声速冷却薄膜流动尚未形成系统的认识，流场中的波系结构及大尺度结构对于光学传输效应、冷却效率的物理影响机制有待揭示，从而为工程应用提供更加有价值的理论指导。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题：提供一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统及实验方法。本专利技术的技术解决方案：一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统，包括：二维冷却模型、薄膜驻室、薄膜喷管、进气通道、冷却窗口、粒子播发器、冷却介质；二维冷却模型前缘与风洞喷管出口下表面齐平，薄膜驻室安装在二维冷却模型的自由来流经过的表面A且安装后不形成逆向台阶，薄膜喷管安装在薄膜驻室上且喷口中心线方向与表面A平行，薄膜喷管的喷口下表面与冷却窗口的上表面之间平行且不形成逆向台阶；实验过程中，冷却介质通过粒子播发器经由进气通道进入薄膜驻室，再由薄膜喷管喷出冷却介质，在冷却窗口表面形成冷却剪切混合层薄膜。进一步的，所述薄膜驻室在二维冷却模型的安装位置要保证上游湍流边界层的充分发展，并且薄膜喷管喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口。进一步的，薄膜驻室的体积满足大于10倍薄膜喷管的喷流流量。进一步的，薄膜喷管的上表面与表面A之间形成尖角。进一步的，所述的尖角在保证加工的基础上控制在10°以内。进一步的，所述的尖角最优为5°。进一步的，冷却介质、粒子播发器、薄膜驻室、薄膜喷管之间采用二次管路系统进行连接；二次管路系统中的最小截面积大于薄膜喷管喉道面积的1.5倍。进一步的，冷却介质与粒子播发器之间的管路截面积大于粒子播发器与薄膜驻室之间管路截面积的2倍。一种高超声速风洞薄膜冷却实验方法，步骤如下：第一步，控制冷却介质的总压范围，保证在实验过程中薄膜喷管喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口；第二步，确定薄膜喷管出口总压，获得冷却介质总压与薄膜喷管出口总压的关系曲线；第三步，在冷却窗口上喷涂压敏漆涂料，并进行温度标定，得到压敏漆涂料发射光强随温度变化关系；第四步，在粒子播发器中添加纳米粒子，使得薄膜喷管喷出冷却介质中的粒子浓度满足预设的浓度；第五步，将满足上述四步要求的高超声速风洞薄膜冷却实验系统放入风洞中，在第一步的总压范围内调节总压，按照预定的马赫数、攻角要求进行实验；第六步，测量冷却剪切混合层薄膜的结构、获取冷却窗口上压敏漆涂料的光强图，将光强图根据第三步中的变化关系进行修正，得到压敏漆涂料随压力变化的光强图，根据上述测量的结构及得到的光强图结合第二步中的关系曲线，得到薄膜喷管不同出口总压条件下，冷却剪切混合层薄膜结构与光强图的关系。进一步的，采用氮气作为冷却介质，对压敏漆涂料进行温度标定。本专利技术与现有技术相比的优点如下：(1)一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统可以满足高速高压比混合层模拟的实验需要，可以研究不同自由流马赫数、不同自由流总温、不同喷流冷却介质、不同喷流总压以及不同冷却窗口的多参数的影响，集合粒子图像测速(PIV)技术和压敏漆(PSP)技术，可以清晰地获得二维条件下高速高压比混合层的结构，获得冷却介质的冷却效率，为高超声速飞行器的窗口冷却提供设计依据。(2)本专利技术要求薄膜驻室的体积大于薄膜喷管的流量10倍，通过此设计可以增加薄膜喷管喷流流动稳定性，降低薄膜随冷却介质总压脉动带来的流动干扰，可以提供均匀定常的冷却介质薄膜。(3)薄膜喷管的上表面与表面A之间形成尖角，该尖角的设计通过计算优化，最优角度为5°，在此条件下，可以保证高速高压比混合层的发展受喷管出口的影响最小。(4)本专利技术通过二次管路的设计，可以保证薄膜喷管的总压调节的需要、满足气膜添加纳米粒子的浓度要求，进而能够采用非接触的粒子图像测速(PIV)技术，获得了更为清晰的冷却薄膜的流动结构。附图说明图1为典型超声速薄膜冷却流动本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统，其特征在于包括：二维冷却模型(1)、薄膜驻室(2)、薄膜喷管(3)、进气通道(4)、冷却窗口(5)、粒子播发器(6)、冷却介质(7)；二维冷却模型(1)前缘与风洞喷管出口下表面齐平，薄膜驻室(2)安装在二维冷却模型(1)的自由来流经过的表面A且安装后不形成逆向台阶，薄膜喷管(3)安装在薄膜驻室(2)上且喷口中心线方向与表面A平行，薄膜喷管(3)的喷口下表面与冷却窗口(5)的上表面之间平行且不形成逆向台阶；实验过程中，冷却介质(7)通过粒子播发器(6)经由进气通道(4)进入薄膜驻室(2)，再由薄膜喷管(3)喷出冷却介质，在冷却窗口(5)表面形成冷却剪切混合层薄膜。

【技术特征摘要】
1.一种高超声速风洞薄膜冷却实验系统，其特征在于包括：二维冷却模型(1)、薄膜驻室(2)、薄膜喷管(3)、进气通道(4)、冷却窗口(5)、粒子播发器(6)、冷却介质(7)；二维冷却模型(1)前缘与风洞喷管出口下表面齐平，薄膜驻室(2)安装在二维冷却模型(1)的自由来流经过的表面A且安装后不形成逆向台阶，薄膜喷管(3)安装在薄膜驻室(2)上且喷口中心线方向与表面A平行，薄膜喷管(3)的喷口下表面与冷却窗口(5)的上表面之间平行且不形成逆向台阶；实验过程中，冷却介质(7)通过粒子播发器(6)经由进气通道(4)进入薄膜驻室(2)，再由薄膜喷管(3)喷出冷却介质，在冷却窗口(5)表面形成冷却剪切混合层薄膜。2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述薄膜驻室(2)在二维冷却模型(1)的安装位置要保证上游湍流边界层的充分发展，并且薄膜喷管(3)喷出冷却介质的有效长度覆盖冷却窗口(5)。3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：薄膜驻室(2)的体积满足大于10倍薄膜喷管(3)的喷流流量。4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：薄膜喷管(3)的上表面与表面A之间形成尖角。5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于：所述的尖角在保证加工的基础上控制在10°以内。6.根据权利要求4所述的系统，其特征在于：所述的尖角最优为5°。7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：冷却介质(7)、粒...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵学军，向星居，魏连风，王宏伟，熊洪亮，肖维忠，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11