專利名稱：基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場npls測量系統及方法
技術領域：
本發明涉及高超聲速風洞試驗領域，特別地，涉及一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場結構的NPLS測量系統。此外，本發明還涉及一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場結構的NPLS測量方法。
背景技術：
高超聲速飛行器的飛行速度大于馬赫5，而其實現高速飛行的關鍵在于超燃沖壓發動機的性能。超燃沖壓發動機的組成包括了進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管。進氣道的作用是收集氣體并對氣體進行預壓縮，使氣體減速、增壓。燃燒室是氣體與燃料發生超聲速燃燒的地方，其內部存在高溫高壓，燃料的化學能轉化為氣體的機械能，之后氣體經過尾部噴管加速后噴出飛行器而產生較 大的推力。隔離段是介于進氣道和燃燒室之間的一段氣體通道，其結構雖然簡單，但是發揮著重要作用。氣體進入進氣道后在隔離段內發生極為復雜的流動現象，包括激波、激波串、激波/邊界層相互作用、邊界層分離等。其作用是隔離燃燒室內的高溫高壓環境，防止由此導致的進氣道堵塞以及發動機不啟動，另外隔離段提供了氣體進一步減速、增壓的場所，有利于氣體和燃料充分混合、燃燒。由于飛行器以高超聲速飛行，所以進氣道所遇到的氣流速度也是高超聲速。那么要開展高超聲速進氣道的實驗研究，首先要解決的就是如何設計相關的實驗設備和實驗方法。很顯然，首先需要一座能產生高超聲速氣流的風洞，然后是滿足測試需求的進氣道模型，之后還需要可靠、可行的實驗方法。高超聲速炮風洞可以用于產生高超聲速流場，目前廣泛的應用于高超聲速飛行器、人造衛星、航天飛機、空天飛機的模型實驗，是航空航天領域內非常重要的空氣動力地面實驗設備。高超聲速炮風洞運行的基本原理如圖1所示。實驗前，高壓段1、第一夾膜機
5、低壓段2、第二夾膜機6、噴管3等部件依次連接好，第一夾膜機5夾緊兩個第一膜片51以形成模腔52。實驗時，高壓段I管道內充至實驗所需的高壓氣體，低壓段2內充少量低壓氣體，同時膜腔52內也充氣到一定壓力，確保高壓段I和膜腔52之間的第一膜片51不破裂，膜腔52和低壓段2之間的第一膜片51不破裂，實際上，模腔52的兩個第一膜片51起到平衡高低壓氣體壓力差的作用。此時，快速釋放膜腔52內的氣體，高壓段I和膜腔52的壓力差迅速增大，兩個第一膜片51就會先后破裂，高壓氣體迅速進入到低壓段2，推動輕質量的活塞21向右推進，在高壓的作用下，輕質量的活塞21運動速度很快，會在活塞21前形成正激波。正激波到達第二膜片61時發生發射，遇到前進的活塞21，激波反射反復進行，對低壓段2管道內氣體不斷壓縮，使其壓力、溫度提高，壓力提高到一定程度，第二膜片61破裂，高溫高壓氣體進入噴管3膨脹，達到所需的高超聲速氣流進入實驗艙4，實驗模型41在實驗艙4內即可以進行高超聲速氣動實驗。獲得了高超聲速氣流之后，就要考慮采用何種實驗技術來測量實驗艙內模型周邊的高超聲速流場結構。傳統的實驗技術包括測量模型壓力分布，測量模型受到的阻力、升力，然而這些技術在得到流場的力學特性的同時會對實驗流場造成一定的干擾。采用光學非接觸技術能夠在不干擾流場的情況下獲得流場結構，如紋影、陰影等。但是這類傳統的光學技術存在空間積分、時間積分等效應，無法得到流場的瞬態精細結構。易仕和等人開發的NPLS技術能夠獲得超聲速流場的瞬態精細結構，已經成功應用于幾種典型的超聲速流動，如超聲速平板邊界層、超聲速鈍頭體繞流、超聲速混合層等。雖然該技術在諸多方面有明顯的優勢，但是無法直接用于高超聲速炮風洞的進氣道實驗測量。因為高超聲速炮風洞的運行時間很短，通常只有20ms左右，而NPLS的激光片光必須恰好在風洞的運行時間內發出，才能拍攝到流場結構。現有的NPLS不需要考慮其本身與風洞運行的同步控制問題。故亟需開發一種應用于高超聲速風洞的流場測量系統及方法，以獲取該流場的瞬態精細結構。另夕卜，進氣道研究很關心其流場的時間序列結構，換句話說就是要得到氣流到達模型表面不同位置時捕獲相應的流動圖像。而現有的NPLS技術只能夠連續拍攝2張時間間隔很短的流場圖像。要想拍攝多張相互時間間隔很短的圖像，目前只能通過重復實驗次數，拍攝氣流到達不同位置時的圖像來近似獲得時間序列的流動圖像。
發明內容
本發明目的在于提供一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，以解決高超聲速風洞中進氣道無法進行瞬態精細結構測量的技術問題。本發明的另一目的在于提供一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，以解決高超聲速風洞中進氣道無法進行瞬態精細結構測量的技術問題。為實現上述目的，本發明采用的技術方案如下:一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，適用于測量位于高超聲速風洞的實驗艙內的進氣道模型的高超聲速脈沖流場的瞬態精細結構，該系統包括:與高超聲速風洞的低壓段相連的粒子發生器，粒子發生器用于在低壓段的氣體中注入納米粒子； 數字信號采集器及分布在進氣道模型上用于檢測進氣道模型表面壓力的壓力傳感器，數字信號采集器接收壓力傳感器輸出的第一信號并生成觸發信號；同步控制器，與數據信號采集器相連接并生成用于控制激光器及成像裝置工作的控制信號；激光器，用于根據同步控制器生成的控制信號發出照亮實驗艙內高超聲速脈沖流場的脈沖激光；成像裝置，用于根據同步控制器生成的控制信號對實驗艙內的高超聲速脈沖流場進行成像，以獲得高超聲速脈沖流場的納米粒子圖像；計算機，用于控制同步控制器的工作時序及存儲成像裝置生成的納米粒子圖像。進一步地，成像裝置為CXD相機，CXD相機通過數據傳輸接口與計算機相連。進一度地，壓力傳感器為多個，并分布在進氣道模型表面沿軸向的不同位置上，以檢測高超聲速氣流流經進氣道模型不同位置或不同時刻的壓力變化。進一步地，激光器的發射端設有用于傳導激光的導光臂，激光器發射的脈沖激光經導光臂導出并照亮高超聲速脈沖流場。根據本發明的另一方面，一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，應用上述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，該方法包括以下步驟:S1:粒子發生器向高超聲速風洞的低壓段內注入納米粒子；S2:開啟高超聲速風洞以生成高超聲速氣流；S3:壓力傳感器檢測進氣道模型表面的瞬間壓力變化并生成第一信號發送給數字信號采集器；S4:數字信號采集器根據第一信號生成觸發信號并將觸發信號傳遞給同步控制器；S5:同步控制器接收到觸發信號后生成控制信號以驅動激光器發出脈沖激光并驅動成像裝置同時對超聲速流場進行曝光成像；S6:成像裝置將曝光后采集到的納米粒子圖像傳遞至計算機存儲。進一步地，壓力傳感器為多個，并分布在進氣道模型表面沿軸向的不同位置上，以檢測高超聲速氣流流經進氣道模型不同位置或不同時刻的壓力變化，數據采集器接收多個壓力傳感器生成的第一信號，通過程序設置選定某個壓力傳感器對應的第一信號使能以生成觸發信號傳遞給同步控制器。進一步地，分別設置不同位置的壓力傳感器生成的第一信號使能并循環執行步驟SI至S6，得到進氣道高超聲流場在不同時間點上對應的納米粒子圖像。進一步地，壓力傳感器生成的第一信號為階躍信號。本發明具有以下有益效果:本發明基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統及方法，通過將NPLS測量與高超聲速風洞及進氣道模型結合起來，并在進氣道模型上設置有壓力傳感器以檢測高超聲氣流進入進氣道模型不同位置或不同時刻的壓力變化，從而得到了能夠反映高超聲速飛行器進氣道流場結構的納米粒子圖像，且由于高超聲速風洞的運行時間極短，為毫秒量級，進氣道流場的流動現象復雜，本發明將NPLS測量應用至高超聲速流場測量領域為測量高超聲速進氣道流場的精細結構提供了可靠的瞬態納米粒子圖像。進一步，本發明基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統及方法通過在進氣道模型上沿軸向分布多個壓力傳感器以檢測對應時間序列上不同時間點上反映進氣道高超聲速流場結構的納米粒子圖像，為進氣道流動機理的研究提供了重要的實驗數據。除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。下面將參照圖，對本發明作進一步詳細的說明。
構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:圖1是現有技術中高超聲速炮風洞的結構示意圖；圖2是本發明優選實施例基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統的立體結構示意圖；圖3是本發明優選實施例基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統的結構示意圖；圖4是本發明優選實施例基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法的步驟流程圖；以及圖5是本發明優選實施例NPLS測量方法的時序示意圖。
具體實施例方式以下結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明，但是本發明可以由權利要求限定和覆蓋的多種不同方式實施。參照圖2及圖3，本發明的優選實施例提供了一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，適用于測量位于高超聲速風洞的實驗艙4內的進氣道模型41’的高超聲速脈沖流場的瞬態精細結構。其中，高超聲速風洞包括依次連接的高壓段1、第一夾膜機5、低壓段2、第二夾膜機6、噴管3及實驗艙4，第一夾膜機5夾緊兩個第一膜片51以形成模腔52，第二夾膜機6內設有用于阻擋低壓段2與噴管3的第二膜片61，在低壓段2內設有輕質量活塞21。高超聲速風洞主要用于產生高超聲氣流以進行風洞實驗，具體的工作原理如下:試驗時，高壓段I和低壓段2內的氣體充至試驗所需的壓力，在模腔52內也充氣至一定壓力，確保高壓段I和模腔52之間的第一膜片51不破裂，模腔52與低壓段2之間的第一膜片51不破裂，模腔
52起到了平衡高壓段I與低壓段2高低壓氣體的壓力差；快速釋放模腔52的氣體，模腔52的兩個第一膜片51在高壓段I的壓力差作用下先后破裂。此時，高壓氣體迅速進入到低壓段2并推動輕質量活塞21向右推進，在高壓的作用下，輕質量活塞21運動速度很快，會在輕質量活塞21前形成正激波。正激波到達第二膜片61時發生發射，遇到前進的輕質量活塞21，激波反射反復進行，對低壓段2管道內氣體不斷壓縮，使其壓力、溫度提高，壓力提高到一定程度，第二膜片61破裂，高溫高壓氣體進入噴管3膨脹，達到所需的高超聲速氣流進入實驗艙4，進氣道模型41’在實驗艙4內即可以進行高超聲速氣動實驗。由于高超聲速風洞的運行時間非常短，在本實施例中為20ms，故對測量系統的靈敏度提出了更高的要求，保證測量系統能夠在高超聲風洞的運行時間內測量流場數據。本發明NPLS測量系統包括:粒子發生器7、激光器8、成像裝置、同步控制器9、計算機11、數據信號采集12及壓力傳感器13。其中，粒子發生器7與高超聲速風洞的低壓段2相連以在低壓段2的氣體中注入納米粒子用于示蹤；壓力傳感器13位于進氣道模型41’上用于檢測進氣道模型41’表面壓力，以感應高超聲速風洞產生的高超聲速氣流，壓力傳感器13生成第一信號并將第一信號傳遞給數字信號采集器12，數字信號采集器12接收到壓力傳感器13輸出的第一信號并生成觸發信號；數字信號采集器12的輸出端與同步控制器9相連并將生成的觸發信號傳遞給同步控制器9。同步控制器9根據接收到的觸發信號生成控制信號并發送控制信號給激光器8及成像裝置；激光器8，用于根據同步控制器9生成的控制信號發出照亮實驗艙4內高超聲速脈沖流場的脈沖激光；成像裝置，用于根據同步控制器9生成的控制信號對實驗艙4內的高超聲速脈沖流場進行成像，以獲得高超聲速脈沖流場的納米粒子圖像；計算機11，用于控制同步控制器9的工作時序及存儲成像裝置生成的納米粒子圖像。在本實施例中，成像裝置為CXD相機10，CXD相機10通過數據傳輸接口與計算機11相連。高超聲速氣流中攜帶的納米粒子被脈沖激光照亮后，納米粒子將激光散射出來，CCD相機10曝光采集到納米粒子圖像，當然，本領域技術人員可以理解，成像裝置還可為高速CMOS相機。本發明將粒子發生器7與高超聲速風洞的低壓段2相連，使得粒子發生器7將納米粒子注入到低壓段2的氣體中，在風洞運行時，納米粒子隨低壓段2內的氣體一起進入噴管3，保證了納米粒子能夠很好地跟隨高超聲速氣流，且納米粒子的噴入時刻恰好與高超聲速風洞的運行時間一致。由于高超聲速風洞的運行時間非常短暫，故本發明通過數據采集器12及壓力傳感器13采集進氣道模型41’表面壓力的瞬間變化，從而為同步控制器9提供生成控制信號的觸發信號，進一步控制激光器8發射脈沖激光及CCD相機10曝光同步進行，從而實現了對高超聲速脈沖流場下進氣道流場結構的瞬態精細測量。較佳地，壓力傳感器13為多個，并分布在進氣道模型41’表面沿軸向的不同位置上，以檢測高超聲速氣流流經進氣道模型41’不同位置或不同時刻的壓力變化，進而使得整個測量系統可以按照一定的時序測量高超聲速脈沖流場的瞬態結構。較佳地，激光器8的發射端設有用于傳導激光的導光臂81，激光器8發射的脈沖激光經導光臂81導出并照亮高超聲速脈沖流場。參照圖4，一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，應用本發明的NPLS測量系統，該方法包括以下步驟:S1:粒子發生器7向高超聲速風洞的低壓段2內注入納米粒子；S2:開啟高超聲速風洞以生成高超聲速氣流；模腔51快速放氣，風洞運行，則風洞內的氣流攜帶納米粒子形成高超聲氣流進入實驗艙4。S3:壓力傳感器13檢測進氣道模型41’表面的瞬間壓力變化并生成第一信號發送給數字信號采集器12 ；當風洞運行時，進氣道模型41’表面的壓力會突然升高，壓力傳感器13瞬間輸出較高的電平信號以形成第一信號。S4:數字信號采集器12根據第一信號生成觸發信號并將觸發信號傳遞給同步控制器9;S5:同步控制器9接收到觸發信號后生成控制信號以驅動激光器8發出脈沖激光并驅動成像裝置同時對超聲速流場進行曝光成像；S6:成像裝置將曝光后采集到的納米粒子圖像傳遞至計算機11存儲。在本實施例中，成像裝置為CXD相機10，CXD相機10經曝光后生成代表進氣道流場的納米粒子圖像，并將納米粒子圖像經數據傳輸接口傳遞至計算機11存儲。參照圖5，壓力傳感器13檢測到進氣道模型41’表面的瞬間壓力變化生成的第一信號為階躍信號，數字信號采集器12接收到來自壓力傳感器13的階躍信號后生成觸發信號，同步控制器9接收到觸發信號后生成用于控制激光器8發出脈沖激光及CCD相機10曝光成像的控制信號，具體而言，同步控制器9在接收到觸發信號后生成第一控制信號，并將第一控制信號發送給CCD相機10，CCD相機10接收到第一控制信號后發送反饋信號給同步控制器9，同步控制器9在收到反饋信號后發送第二控制信號以驅動激光器8發射脈沖激光，CCD相機10在發送反饋信號的同時進行曝光并保持曝光狀態，從而保證了激光器在風洞運行時發射脈沖激光及CCD相機10能夠在極短的瞬間采集到納米粒子因脈沖激光的照亮散射的出來的流場圖像，從而生成納米圖像并將納米圖像存儲至計算機11。較佳地，壓力傳感器13為多個，并分布在進氣道模型41’表面沿軸向的不同位置上，以檢測高超聲速氣流流經進氣道模型41’不同位置或不同時刻的壓力變化，數據采集器12接收多個壓力傳感器13生成的第一信號，通過程序設置選定某個壓力傳感器13對應的第一信號使能以生成觸發信號傳遞給同步控制器9，在同步控制器9的時序控制下保證了激光器8發射脈沖激光與CXD相機曝光成像的同步。通過分別設置不同位置的壓力傳感器13生成的第一信號使能并反復執行步驟SI至S6，即可得到進氣道高超聲速脈沖流場在不同時間點上對應的納米粒子圖像。由于不同位置上的壓力傳感器13生成的階躍信號對應時間序列上的不同時間點，故本發明NPLS測量方法實現了對進氣道高超聲速脈沖流場時間序列的瞬態測量，為進氣道動力性能分析提供了瞬態精細結構數據。以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
權利要求
1.一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，適用于測量位于高超聲速風洞的實驗艙(4)內的進氣道模型(41’ )的高超聲速脈沖流場的瞬態精細結構，其特征在于，該系統包括: 與所述高超聲速風洞的低壓段(2)相連的粒子發生器(7)，所述粒子發生器(7)用于在所述低壓段(2)的氣體中注入納米粒子； 數字信號采集器( 12)及分布在所述進氣道模型(41’ )上用于檢測所述進氣道模型(41’ )表面壓力的壓力傳感器(13)，所述數字信號采集器(12)接收所述壓力傳感器(13)輸出的第一信號并生成觸發信號； 同步控制器(9)，與所述數據信號采集器(12)相連接并生成用于控制激光器(8)及成像裝置工作的控制信號； 所述激光器(8)，用于根據所述同步控制器(9)生成的控制信號發出照亮實驗艙(4)內聞超聲速脈沖流場的脈沖激光； 所述成像裝置，用于根據所述同步控制器(9)生成的控制信號對所述實驗艙(4)內的高超聲速脈沖流場進行成像，以獲得高超聲速脈沖流場的納米粒子圖像； 計算機(11)，用于控制所述同步控制器(9)的工作時序及存儲所述成像裝置生成的納米粒子圖像。
2.根據權利要求1所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，其特征在于: 所述成像裝置為CCD相機(10)，所述CCD相機(10)通過數據傳輸接口與所述計算機(11)相連。
3.根據權利要求1所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，其特征在于: 所述壓力傳感器(13)為多個，并分布在所述進氣道模型(41’ )表面沿軸向的不同位置上，以檢測高超聲速氣流流經所述進氣道模型(41’ )表面不同位置或不同時刻的壓力變化。
4.根據權利要求1所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，其特征在于: 所述激光器(8)的發射端設有用于傳導激光的導光臂(81)，所述激光器(8)發射的脈沖激光經所述導光臂(81)導出并照亮所述高超聲速脈沖流場。
5.一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，應用權利要求1至4中任一項所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統，其特征在于，該方法包括以下步驟: 51:粒子發生器(7)向高超聲速風洞的低壓段(2)內注入納米粒子； 52:開啟高超聲速風洞以生成高超聲速氣流； 53:壓力傳感器(13)檢測進氣道模型(41’ )表面的瞬間壓力變化并生成第一信號發送給數字信號采集器(12)； 54:所述數字信號采集器(12)根據所述第一信號生成觸發信號并將觸發信號傳遞給同步控制器(9)； 55:所述同步控制器(9)接收到所述觸發信號后生成控制信號以驅動激光器(8)發出脈沖激光并驅動成像裝置同時對超聲速流場進行曝光成像； S6:所述成像裝置將曝光后采集到的納米粒子圖像傳遞至計算機(11)存儲。
6.根據權利要求5所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，其特征在于: 所述壓力傳感器(13)為多個，并分布在所述進氣道模型(41’)表面沿軸向的不同位置上，以檢測高超聲速氣流流經所述進氣道模型(41’ )不同位置或不同時刻的壓力變化，所述數據采集器(12)接收多個所述壓力傳感器(13)生成的所述第一信號，通過程序設置選定某個所述壓力傳感器(13)對應的所述第一信號使能以生成所述觸發信號傳遞給所述同步控制器(9)。
7.根據權利要求6所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，其特征在于: 分別設置不同位置的壓力傳感器(13)生成的第一信號使能并循環執行步驟SI至S6，得到時間序列的進氣道高超聲流場結構在不同時間點上對應的納米粒子圖像。
8.根據權利要求5所述的基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量方法，其特征在于: 所述壓力傳感器(13)生成的所述第一信號為階躍信 號。
全文摘要
本發明公開了一種基于高超聲速脈沖風洞的進氣道流場NPLS測量系統及方法，該系統包括粒子發生器、同步控制器、激光器、成像裝置、計算機及用于檢測進氣道模型表面壓力的壓力傳感器，壓力傳感器生成的第一信號經數字信號采集器傳遞給同步控制器，激光器及成像裝置在同步控制器的時序控制下保證了發射脈沖激光與曝光成像的同步，從而實現了對高超聲速進氣道流場的瞬態結構測量。通過采用模型表面不同位置的壓力傳感器信號作為觸發信號，循環實驗，便可將不同的實驗結果拼接成一段近似時間序列的進氣道流場結構NPLS圖像集。
文檔編號G01M9/06GK103149010SQ201310057028
公開日2013年6月12日 申請日期2013年2月22日 優先權日2013年2月22日
發明者陳植, 易仕和, 何霖, 岡敦殿, 周勇為, 付佳 申請人:中國人民解放軍國防科學技術大學
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