本發(fā)明涉及一種高超聲速風洞薄膜冷卻實驗技術(shù)，特別是薄膜冷卻效率以及薄膜流場結(jié)構(gòu)測量實驗方法。

背景技術(shù)：

早期薄膜冷卻流動的研究集中在燃氣輪機葉片的熱防護，形成了冷卻效率的基本概念，以及冷噴氣流吹風比、動量比、入射角度、湍流強度對于冷卻效率的基本認識。從60年代起，人們開始研究將薄膜冷卻流動用于燃氣輪機的葉片防護，通過在葉片表面布孔并形成冷流噴注來提高部件的工作壽命或者燃氣輪機的工作效率。由于流動中涉及到主流的溫度及冷噴氣流的溫度兩個溫度參考量，人們提出了冷卻效率η的概念

其中T_∞為主流的靜溫，T_aw為絕熱壁面的溫度，T_s為冷噴氣流的靜溫。薄膜冷卻流動的主要流動參數(shù)包括質(zhì)量比、吹風比、密度比、速度比、壓力梯度、湍流強度等；幾何參數(shù)主要包括噴口外形、傾斜角度、表面曲率等，2005年D.G.Bogard&K.A.Thole詳細總結(jié)了葉片薄膜冷卻效率的主要參數(shù)，如表1所示。大量實驗及數(shù)值模擬工作研究了吹風比、噴流形式、來流湍流強度對于冷卻效率的影響。Teekaram et al.實驗研究了吹風比(M＝ρ_sU_s/ρ∞U_∞)對于冷卻效率的影響，測量結(jié)果表明，冷卻效率在冷噴氣流的下游迅速衰減，且冷卻效率隨著吹風比的增大而增大，采用隔板尺度及吹風比的坐標(x/Ms)無量綱化后，冷卻效率能夠重疊到一條線上。1960年P(guān)apell采用熱線測量技術(shù)對單孔和排孔的冷噴氣流的冷卻效率進行了測量，實驗結(jié)果表明排孔的冷卻效率要低于單孔的冷卻效率，其主要原因可能為排孔冷噴氣流的作用面積減少及相互之間的作用導(dǎo)致熱擴散。質(zhì)量動量比導(dǎo)致冷噴氣流的再附及分離，從而導(dǎo)致冷卻效率下降。數(shù)值模擬及實驗測量發(fā)現(xiàn)隨著來流湍流強度的增加，冷卻效率也會下降。

近年來，由于高超聲速飛行器及光學(xué)制導(dǎo)武器的發(fā)展，超聲速薄膜冷卻流動開始應(yīng)用于光學(xué)窗口的熱防護，同時還必須考慮薄膜流動對于光學(xué)傳輸效應(yīng)的影響機制。在超聲速薄膜冷卻流動中，人們一般使用推廣的等效冷卻效率η_eff定義為

其中T_0∞為主流的總溫，T_0s為冷噴氣流的總溫。

超聲速薄膜冷卻流動與低速的薄膜冷卻流動在流場特征上存在較大的區(qū)別，人們采用紋影、PIV、米氏散射等流動顯示技術(shù)和熱線測量、溫度測量等測量技術(shù)開展實驗研究，采用RANS、LES等模擬手段開展超聲速冷卻薄膜流動的數(shù)值研究。目前，一般認為，超聲速薄膜冷流動包括初始階段和發(fā)展階段。在初始階段，由于主流及冷噴氣流經(jīng)過隔板形成比較明顯膨脹面及膨脹波結(jié)構(gòu)，在噴口附近形成明顯的波系結(jié)構(gòu)。波系結(jié)構(gòu)與冷噴氣流的邊界層流動相互作用，并經(jīng)絕熱壁面的反射與冷噴氣流及主流的剪切層流動發(fā)生作用，給流動的發(fā)展帶來較大的影響。在發(fā)展階段，冷噴氣流的邊界層、冷噴氣流/主流的剪切層流動開始充分發(fā)展，大尺度流動結(jié)構(gòu)得到進一步發(fā)展及空間演化，流動開始進入充分發(fā)展的湍流區(qū)域，對流動的密度場形成較大的影響，進而影響光學(xué)傳輸及成像。在充分發(fā)展區(qū)域，冷噴氣流的邊界層流動逐漸開始主導(dǎo)，由于湍流邊界層的發(fā)展，絕熱壁面的溫度迅速升高，冷噴氣流的冷卻效率迅速下降。目前認為，影響超聲速薄膜冷卻流動(圖1)的主要因素包括壓縮性效應(yīng)(由用于剪切層的對流馬赫數(shù)Mc及總溫比θ＝T_0S/T_0∞刻畫)、來流湍流強度等因素。

總體上來講，對于超聲速冷卻薄膜流動的研究，主要體現(xiàn)在低速薄膜冷卻流動的延續(xù)及推廣方面，人們從不同的角度，采用實驗或者數(shù)值手段獲得流動參數(shù)對于冷卻效率的影響并進行冷卻效率的工程建模，相對來說超聲速薄膜冷卻流動對于光學(xué)效應(yīng)的+影響考慮較少。人們對于超聲速冷卻薄膜流動尚未形成系統(tǒng)的認識，流場中的波系結(jié)構(gòu)及大尺度結(jié)構(gòu)對于光學(xué)傳輸效應(yīng)、冷卻效率的物理影響機制有待揭示，從而為工程應(yīng)用提供更加有價值的理論指導(dǎo)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題：提供一種高超聲速風洞薄膜冷卻實驗系統(tǒng)及實驗方法。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：一種高超聲速風洞薄膜冷卻實驗系統(tǒng)，包括：二維冷卻模型、薄膜駐室、薄膜噴管、進氣通道、冷卻窗口、粒子播發(fā)器、冷卻介質(zhì)；二維冷卻模型前緣與風洞噴管出口下表面齊平，薄膜駐室安裝在二維冷卻模型的自由來流經(jīng)過的表面A且安裝后不形成逆向臺階，薄膜噴管安裝在薄膜駐室上且噴口中心線方向與表面A平行，薄膜噴管的噴口下表面與冷卻窗口的上表面之間平行且不形成逆向臺階；實驗過程中，冷卻介質(zhì)通過粒子播發(fā)器經(jīng)由進氣通道進入薄膜駐室，再由薄膜噴管噴出冷卻介質(zhì)，在冷卻窗口表面形成冷卻剪切混合層薄膜。

進一步的，所述薄膜駐室在二維冷卻模型的安裝位置要保證上游湍流邊界層的充分發(fā)展，并且薄膜噴管噴出冷卻介質(zhì)的有效長度覆蓋冷卻窗口。

進一步的，薄膜駐室的體積滿足大于10倍薄膜噴管的噴流流量。

進一步的，薄膜噴管的上表面與表面A之間形成尖角。

進一步的，所述的尖角在保證加工的基礎(chǔ)上控制在10°以內(nèi)。

進一步的，所述的尖角最優(yōu)為5°。

進一步的，冷卻介質(zhì)、粒子播發(fā)器、薄膜駐室、薄膜噴管之間采用二次管路系統(tǒng)進行連接；二次管路系統(tǒng)中的最小截面積大于薄膜噴管喉道面積的1.5倍。

進一步的，冷卻介質(zhì)與粒子播發(fā)器之間的管路截面積大于粒子播發(fā)器與薄膜駐室之間管路截面積的2倍。

一種高超聲速風洞薄膜冷卻實驗方法，步驟如下：

第一步，控制冷卻介質(zhì)的總壓范圍，保證在實驗過程中薄膜噴管噴出冷卻介質(zhì)的有效長度覆蓋冷卻窗口；

第二步，確定薄膜噴管出口總壓，獲得冷卻介質(zhì)總壓與薄膜噴管出口總壓的關(guān)系曲線；

第三步，在冷卻窗口上噴涂壓敏漆涂料，并進行溫度標定，得到壓敏漆涂料發(fā)射光強隨溫度變化關(guān)系；

第四步，在粒子播發(fā)器中添加納米粒子，使得薄膜噴管噴出冷卻介質(zhì)中的粒子濃度滿足預(yù)設(shè)的濃度；

第五步，將滿足上述四步要求的高超聲速風洞薄膜冷卻實驗系統(tǒng)放入風洞中，在第一步的總壓范圍內(nèi)調(diào)節(jié)總壓，按照預(yù)定的馬赫數(shù)、攻角要求進行實驗；

第六步，測量冷卻剪切混合層薄膜的結(jié)構(gòu)、獲取冷卻窗口上壓敏漆涂料的光強圖，將光強圖根據(jù)第三步中的變化關(guān)系進行修正，得到壓敏漆涂料隨壓力變化的光強圖，根據(jù)上述測量的結(jié)構(gòu)及得到的光強圖結(jié)合第二步中的關(guān)系曲線，得到薄膜噴管不同出口總壓條件下，冷卻剪切混合層薄膜結(jié)構(gòu)與光強圖的關(guān)系。

進一步的，采用氮氣作為冷卻介質(zhì)，對壓敏漆涂料進行溫度標定。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點如下：

(1)一種高超聲速風洞薄膜冷卻實驗系統(tǒng)可以滿足高速高壓比混合層模擬的實驗需要，可以研究不同自由流馬赫數(shù)、不同自由流總溫、不同噴流冷卻介質(zhì)、不同噴流總壓以及不同冷卻窗口的多參數(shù)的影響，集合粒子圖像測速(PIV)技術(shù)和壓敏漆(PSP)技術(shù)，可以清晰地獲得二維條件下高速高壓比混合層的結(jié)構(gòu)，獲得冷卻介質(zhì)的冷卻效率，為高超聲速飛行器的窗口冷卻提供設(shè)計依據(jù)。

(2)本發(fā)明要求薄膜駐室的體積大于薄膜噴管的流量10倍，通過此設(shè)計可以增加薄膜噴管噴流流動穩(wěn)定性，降低薄膜隨冷卻介質(zhì)總壓脈動帶來的流動干擾，可以提供均勻定常的冷卻介質(zhì)薄膜。

(3)薄膜噴管的上表面與表面A之間形成尖角，該尖角的設(shè)計通過計算優(yōu)化，最優(yōu)角度為5°，在此條件下，可以保證高速高壓比混合層的發(fā)展受噴管出口的影響最小。

(4)本發(fā)明通過二次管路的設(shè)計，可以保證薄膜噴管的總壓調(diào)節(jié)的需要、滿足氣膜添加納米粒子的濃度要求，進而能夠采用非接觸的粒子圖像測速(PIV)技術(shù)，獲得了更為清晰的冷卻薄膜的流動結(jié)構(gòu)。

附圖說明

圖1為典型超聲速薄膜冷卻流動激波結(jié)構(gòu)圖；

圖2為本發(fā)明系統(tǒng)示意圖；

圖3為本發(fā)明系統(tǒng)使用方案示意圖；

圖4為二維PIV系統(tǒng)示意圖；

圖5空氣噴流總壓0.4Mpa，總溫為150℃、80℃粒子示蹤圖像；

圖6空氣噴流，噴流總壓0.4Mpa、0.5Mpa粒子示蹤圖像；

圖7空氣噴流總壓為0.4Mpa粒子示蹤圖像；

圖8平窗0度攻角噴流冷卻效率分布圖；

圖9平窗2.5度攻角噴流冷卻效率分布圖，采集頻率2000HZ，主流

Ma＝5，噴流Ma＝1.28，氣流方向從右到左。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖及實例對本發(fā)明做進一步詳細的說明。

本發(fā)明在高超聲速風洞上開展，發(fā)明的技術(shù)解決總體方案是采用冷卻模型模擬二維冷卻流動條件，在主要尋的飛行速度段馬赫數(shù)條件下開展薄膜冷卻效果實驗，通過在冷卻窗口5表面形成冷卻剪切混合層。采用動態(tài)壓敏漆測量窗口表面的壓力分布和冷卻效率，采用粒子圖像測速技術(shù)測量混合層的大渦結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明高超聲速風洞薄膜冷卻實驗系統(tǒng)，如圖2所示，包括二維冷卻模型1、薄膜駐室2、薄膜噴管3、進氣通道4、冷卻窗口5、粒子播發(fā)器6、冷卻介質(zhì)7；二維冷卻模型1前緣與風洞噴管出口下表面齊平，薄膜駐室2安裝在二維冷卻模型1的自由來流經(jīng)過的表面A且安裝后不形成逆向臺階，薄膜噴管3安裝在薄膜駐室2上且噴口中心線方向與表面A平行，薄膜噴管3的噴口下表面與冷卻窗口5的上表面之間平行且不形成逆向臺階；實驗過程中，冷卻介質(zhì)7通過粒子播發(fā)器6經(jīng)由進氣通道4進入薄膜駐室2，再由薄膜噴管3噴出冷卻介質(zhì)，在冷卻窗口5表面形成冷卻剪切混合層薄膜。

本發(fā)明中的二維冷卻模型1通過模擬高超聲速飛行器紅外窗口的流動條件，按照空氣動力學(xué)相似準則來設(shè)計，為本領(lǐng)域公知技術(shù)，此處不做過多說明。為了對不同攻角下的模型進行實驗，本發(fā)明系統(tǒng)可以安裝在風洞中的支撐機構(gòu)上，通過支撐機構(gòu)調(diào)整模型的不同攻角。

薄膜駐室2在二維冷卻模型1的安裝位置要保證上游湍流邊界層的充分發(fā)展，并且薄膜噴管3噴出冷卻介質(zhì)的有效長度覆蓋冷卻窗口5。為了在冷卻窗口5上得到均勻定常的冷卻介質(zhì)薄膜，薄膜駐室2的體積滿足大于10倍薄膜噴管3的噴流流量。

如圖2(放大圖)所示，薄膜噴管3的上表面與表面A之間形成尖角，該尖角在保證加工的基礎(chǔ)上控制在10°以內(nèi)最優(yōu)為5°。

冷卻介質(zhì)7、粒子播發(fā)器6、薄膜駐室2、薄膜噴管3之間采用二次管路系統(tǒng)進行連接；二次管路系統(tǒng)中的最小截面積大于薄膜噴管3喉道面積的1.5倍。通過二次管路的設(shè)計，可以保證薄膜噴管3的總壓調(diào)節(jié)的需要。冷卻介質(zhì)7與粒子播發(fā)器6之間的管路截面積大于粒子播發(fā)器6與薄膜駐室2之間管路截面積的2倍，可以滿足氣膜添加納米粒子的濃度要求，采用非接觸的粒子圖像測速(PIV)技術(shù)，獲得更為清晰的冷卻薄膜的流動結(jié)構(gòu)，給出冷卻薄膜混合層流場結(jié)構(gòu)的演化結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明系統(tǒng)可以采用不同的冷卻介質(zhì)7開展實驗，根據(jù)混合層的溫度比以及密度比對冷卻效果的影響結(jié)論，選擇不同密度的氣體，如空氣、氮氣和二氧化碳氣體等。

利用本發(fā)明系統(tǒng)進行高超聲速風洞薄膜冷卻實驗的方法步驟如下：

第一步，在風洞不開車條件下，僅驗證二次噴流系統(tǒng)的特性，控制冷卻介質(zhì)的總壓范圍，保證在實驗過程中薄膜噴管噴出冷卻介質(zhì)的有效長度覆蓋冷卻窗口；

第二步，確定薄膜噴管出口總壓，獲得冷卻介質(zhì)總壓與薄膜噴管出口總壓的關(guān)系曲線；

第三步，在冷卻窗口上噴涂壓敏漆涂料，并進行溫度標定，得到壓敏漆涂料發(fā)射光強隨溫度變化關(guān)系；在進行溫度標定的過程中采用氮氣作為冷卻介質(zhì)。

第四步，在粒子播發(fā)器中添加納米粒子，使得薄膜噴管噴出冷卻介質(zhì)中的粒子濃度滿足預(yù)設(shè)的濃度(一個判讀區(qū)16X16個像素范圍內(nèi)，粒子數(shù)量20-50個)；

第五步，將滿足上述四步要求的高超聲速風洞薄膜冷卻實驗系統(tǒng)放入風洞中，在第一步的總壓范圍內(nèi)調(diào)節(jié)總壓，按照預(yù)定的馬赫數(shù)、攻角要求進行實驗；

例如，選擇典型的外流馬赫數(shù)為M5，冷卻薄膜噴流馬赫數(shù)為M1.28，噴流的總壓條件為0.2MPa，0.4MPa和0.5MPa。為了測量溫度的影響，外流的總溫條件為150℃、80℃。

如圖3、4所示，實驗在FD-03高超聲速風洞中進行。風洞噴管尺寸為170x170mm，Ma＝5，P0＝1MPa，T0＝380K。二維冷卻模型表面尺寸為250mmX80mm，前緣與風洞噴管出口底板相接。平板模型上的噴口據(jù)前緣136mm，此噴口尺寸為26x2.6mm，噴口下游是一塊90x30mm的光學(xué)窗口。待涂層干燥后清潔風洞，布置溫度傳感器，調(diào)節(jié)實驗光路，紫外光源在實驗段頂部照射模型，相機在實驗段頂部拍攝。

實驗相機為Photron SA1高速相機，位深為12bit，感光靈敏度4000。在分辨率為1024x1024像素的條件下其采集頻率可達到5000幀。50mm焦距的鏡頭安裝在高速相機上，將光圈調(diào)到最大以接受PSP輻射出的熒光。在鏡頭前安裝650±10nm的帶通濾光片，防止其他波段光線的干擾。實驗光源為400瓦的氙燈紫外光源。

第六步，采用粒子圖像測速(PIV)技術(shù)測量冷卻剪切混合層薄膜的結(jié)構(gòu)、采用壓敏漆(PSP)測量技術(shù)獲取冷卻窗口上壓敏漆涂料的光強圖，將光強圖根據(jù)第三步中的變化關(guān)系進行修正，得到壓敏漆涂料隨壓力變化的光強圖，根據(jù)上述測量的結(jié)構(gòu)及得到的光強圖結(jié)合第二步中的關(guān)系曲線，得到薄膜噴管不同出口總壓條件下，冷卻剪切混合層薄膜結(jié)構(gòu)與光強圖的關(guān)系。

為了理解受限混合層的流動機理，為工程設(shè)計應(yīng)用提供設(shè)計經(jīng)驗，為計算提供驗證?；赑IV粒子流動顯示技術(shù)，獲得混合層瞬態(tài)結(jié)構(gòu)空間分布與時間演化，獲得大尺度流動結(jié)構(gòu)的空間演化規(guī)律。如圖4所示的PIV測量系統(tǒng)?；诹Ｗ语@示系統(tǒng)獲得流場大尺度流動結(jié)構(gòu)的瞬態(tài)顯示，分析流動參數(shù)對于大尺度結(jié)構(gòu)的幾何特征、空間尺度的影響?；诹鲃语@示及試驗測量結(jié)果，通過分析流場中大尺度結(jié)構(gòu)的空間演化規(guī)律，揭示流動參數(shù)對于冷卻效率的影響規(guī)律及其物理內(nèi)涵，如圖5、圖6和圖7所示。

從圖5中可以看到，由于噴流與主流的大靜壓比，噴流呈現(xiàn)出較大的膨脹性質(zhì)，而且隨著溫度的增加，噴流的膨脹特性更加典型。從圖中還可以看到：1)流場中存在比較明顯的兩個分區(qū)：剪切層主導(dǎo)的受限混合層區(qū)，噴流邊界層主導(dǎo)區(qū)；2)噴流膨脹角度：Case2比Case1膨脹角度更大；3)Case2中剪切層失穩(wěn)更早，在同一流向位置，流場中大尺度相干結(jié)構(gòu)尺度更大，流場混合更加充分；4)邊界層區(qū)域Case2也比Case1發(fā)展更加充分。

事實上，對于受限混合層，總溫比和對流馬赫數(shù)一樣，是衡量流場壓縮性的重要參量。這里通過試驗手段證明，隨著壓縮性增強，流場失穩(wěn)更快，流場中的大尺度相干結(jié)構(gòu)發(fā)展迅速。

影響受限混合層的發(fā)展最重要的一個參數(shù)就是噴流的總壓，噴流的總壓決定了噴流與自由來流的壓比以及動量比，直接影響混合層的形成與發(fā)展。因此在實驗中，采用空氣作為噴流介質(zhì)，改變噴流的總壓0.4MPa和0.5MPa，研究混合層空間流動結(jié)構(gòu)。

通過向主氣流和噴流中均勻添加粒子可以看出自由來流的流場結(jié)構(gòu)、自由來流與模型作用形成的前緣激波，噴流與自由來流相互作用形成的噴流激波，自由來流與模型平板之間形成的湍流邊界層，同時也可以很清晰的看到噴流和自由來流之間形成的受限混合層渦結(jié)構(gòu)。從圖6中可以看出，隨著噴流壓力的增大，噴流與自由來流的靜壓比增大，噴流欠膨脹角增加，影響受限混合層摻混結(jié)構(gòu)的大渦結(jié)構(gòu)逐漸減小，自由來流和噴流的摻混效果也越來越好。

如圖7所示混合層流場是由不同尺寸的渦結(jié)構(gòu)組成，尤其是尺寸各異、形狀相似的大尺度結(jié)構(gòu)為主，并且這些大尺度結(jié)構(gòu)以一定的速度向下游運動。在混合層初始階段，自由來流和噴流兩股氣流開始接觸，隨著氣流向下游運動，摻混運動開始，混合層內(nèi)部出現(xiàn)明顯的大渦結(jié)構(gòu)，渦運動使得摻混作用越來越強，逐漸形成更大結(jié)構(gòu)的渦。隨著渦朝下游繼續(xù)運動，開始慢慢耗散，混合層的作用消失。

為了獲取冷卻窗口上壓敏漆涂料的光強圖。實驗需要采集4組不同的圖像用作數(shù)據(jù)圖像處理，首先采集50張黑色背景(無光、無流動)圖像，作圖像平均后用來消除外界光源的影響。然后采集50張無主流的參考圖像(有光，無流動)，平均后作為參考圖像。然后連接氮氣瓶作冷卻介質(zhì)，起動風洞連續(xù)采集50張氮氣薄膜冷卻圖像(主流加氮氣噴流)，去平均值以后作為氮氣影響的基準值。相同設(shè)置下更換空氣作為薄膜氣源，連續(xù)采集500張空氣薄膜冷卻圖像(主流加空氣噴流)，測量薄膜的動態(tài)特性，每一張圖片減去氮氣影響的基準圖片后可以得到氮氣的影響。風洞實驗結(jié)束后，根據(jù)公式(4)計算冷卻效率。

薄膜冷卻效率可用氣體的體積分數(shù)形式表達，再將體積分數(shù)用氧分壓的形式表達就能用壓敏漆結(jié)果間接得到薄膜冷卻效率，如公式(4)所示。

公式中C_air是指空氣的濃度，C_mix是指空氣和氮氣混合氣體的濃度，P_O2,air是指空氣中氧氣的壓力，P_O2,mix是指混合氣體中氧氣的壓力。

利用涂料靜態(tài)標定系數(shù)計算出不同工作介質(zhì)對應(yīng)的氧分壓。氮氣噴流圖像平均為一張圖像，空氣噴流時采集的實驗圖像保持時間連續(xù)進行批量處理。由此，我們得到了薄膜冷卻效率測量的動態(tài)變化數(shù)據(jù)。

從圖8中可以看出，噴口的寬度就是圖中H所指區(qū)域為高冷卻效率的位置，噴流從出口噴出，其冷卻效率最高，大約為83％左右，離開出口后冷卻效率很快降低，但是仍然很高，大約為70％左右，此時窗口覆蓋區(qū)域仍然是噴流為主導(dǎo)，混合層處于發(fā)生階段。隨著噴流繼續(xù)向下游運動，混合層進一步發(fā)展。噴流冷卻區(qū)域可以完全覆蓋窗口的范圍，中心的冷卻效率高，兩邊的冷卻效率低。

圖9給出了平板平窗模型2.5度攻角條件下的薄膜冷卻效率，采集頻率2000HZ，采集時間為0-3.5毫秒，主流Ma＝5，噴流Ma＝1.28，氣流方向從右到左。因為攻角的存在，導(dǎo)致涂料發(fā)射光的強度不夠，所以圖像精度不夠。從圖中可以看出，在噴流出口位置，冷卻效率和0度攻角的冷卻效率一樣，因為噴流出口位置不受任何外面流動的干擾。從窗口覆蓋范圍來看，基本上噴流冷卻區(qū)域可以覆蓋窗口的范圍，中心的冷卻效率高，兩邊的冷卻效率低。

本發(fā)明未詳細說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。