一种翼型局部振风的风洞试验装置及其方法与流程

本技术涉及风洞试验，特别涉及一种翼型局部振风的风洞试验装置及其方法。

背景技术：

1、低雷诺数(弦向雷诺数<106)条件下，翼型会出现层流分离现象，在翼型上表面形成层流分离泡，对机翼的气动特性产生明显的负面影响，导致飞行器气动性能恶化。翼型表面蒙皮局部振动可对翼型气动特性及流场结构产生显著影响，从而抑制或消除层流分离泡，提高翼型气动特性。风洞试验是为机翼设计提供空气动力学特性数据的重要手段，但对于翼型局部振风表面局部振动流动控制，目前还没有成熟可靠的风洞试验方法。在局部振动流动控制研究中，需要对比分析刚性翼型和局部振动翼型的气动特性，还需研究不同振动参数对翼型气动特性的影响规律。

2、现有技术中没有成熟可靠的翼型局部振动流动控制风洞试验装置，不便于对比分析刚性翼型和局部振动翼型的气动特性，不便于在不同弦向位置、不同频率和不同振幅的条件下，对翼型进行风洞测力试验。

技术实现思路

1、本技术的主要目的是提供一种翼型局部振风的风洞试验装置及其方法，旨在解决现有技术中不便于测试刚性和振动两种状态翼型和不同振动参数对翼型气动特性的影响的技术问题。

2、为实现上述目的，本技术提出了一种翼型局部振风的风洞试验装置，包括风洞试验模型和两个模型转轴，上述风洞试验模型两侧分别连接一个上述模型转轴，两个上述模型转轴另一端均与风洞外应变天平连接，上述风洞试验模型表面上开设有盖板安装槽，上述盖板安装槽内安装有刚性盖板或局部振动盖板，上述局部振动盖板上连接有压电激励器性能测试系统。

3、可选地，上述风洞试验模型分为三段，上述风洞试验模型的中间翼段为翼型试验段、两侧翼段为翼型维形段，两个上述模型转轴分别对应贯穿上述翼型维形段并与上述翼型试验段两侧连接，上述盖板安装槽开设于上述翼型试验段外表面。

4、可选地，上述压电激励器性能测试系统包括压电激励器、激光位移传感器、电压放大器和实时仿真系统控制器，上述压电激励器安装于上述局部振动盖板上表面，上述激光位移传感器位于上述风洞试验模型表面，上述激光位移传感器与上述实时仿真系统控制器连接，上述实时仿真系统控制器与上述电压放大器连接，上述电压放大器与上述压电激励器连接。

5、可选地，上述压电激励器设置有多个。

6、本技术还提出了一种翼型局部振风的风洞试验方法，包括以下步骤：

7、s1、将风洞试验模型安装于风洞试验段内，调整翼型迎角；

8、s2、在翼型试验段的盖板安装槽内安装局部振动盖板；

9、s3、开启风洞，给定风速，当风洞风速稳定后，通过模型转轴两侧的应变天平测出上述翼型试验段的升力、阻力和俯仰力矩，得到局部振动翼型的气动数据；

10、s4、将上述局部振动盖板上的压电激励器通电，改变上述压电激励器的振幅和频率，重复步骤s3，得到不同振幅和频率条件下翼型的气动数据；

11、s5、将上述局部振动盖板拆卸，在上述翼型试验段的盖板安装槽内安装刚性盖板；

12、s6、重复步骤s3，得到刚性翼型的气动数据；

13、s7、将上述局部振动翼型的气动数据、上述刚性翼型的气动数据和上述不同振幅和频率条件下翼型的气动数据进行数据处理，得出局部振动对翼型气动特性的影响数值以及振动参数对翼型气动特性的影响数值。

14、可选地，在步骤s3之后、步骤s4之前，还包括：

15、建立压电激励器性能测试系统；

16、基于上述压电激励器性能测试系统，建立真实试验条件下的翼型表面局部振动压电激励器响应数学模型。

17、可选地，上述建立压电激励器性能测试系统的步骤，包括：

18、将压电激励器安装于局部振动盖板上表面，并将激光位移传感器安装于风洞试验模型表面，再将上述激光位移传感器与实时仿真系统控制器连接，上述实时仿真系统控制器与电压放大器连接，再将上述电压放大器与上述压电激励器连接。

19、可选地，基于上述压电激励器性能测试系统，建立真实试验条件下的翼型表面局部振动压电激励器响应数学模型的步骤，包括：

20、通过电压放大器将电压信号放大，并驱动激光位移传感器、实时仿真系统控制器和压电激励器；

21、再通过上述电压放大器将电压信号传输给上述实时仿真系统控制器，同时上述激光位移传感器测量上述压电激励器的位移信号并传输给上述实时仿真系统控制器；

22、通过上述实时仿真系统控制器对上述电压信号和上述位移信号进行监测和分析，得到上述压电激励器的输入信号和输出信号；

23、基于上述压电激励器的输入信号和输出信号，获得上述压电激励器的驱动电压u和驱动电压信号频率fin对上述压电激励器的振幅a和频率fout的影响函数关系，建立真实试验条件下的翼型表面局部振动压电激励器响应数学模型。

24、可选地，将上述局部振动盖板上安装的上述压电激励器通电，改变上述压电激励器的振幅和频率，重复步骤s3，得到不同振幅和频率条件下翼型的气动数据的步骤，包括：

25、s41、在局部振动盖板上安装多个压电激励器；

26、s42、将任意一个上述压电激励器通电，通过压电激励器响应数学模型给定驱动电压u和驱动电压信号频率fin，获得所需的振幅a和频率fout；

27、s43、重复步骤s3，再不断调整驱动电压u和驱动电压信号频率fin，通过上述压电激励器响应数学模型获得不同的振幅a和频率fout，每一次调整驱动电压u和驱动电压信号频率fin后，重复步骤s3，得到任意一个上述压电激励器在不同振幅a和频率fout条件下翼型的气动数据；

28、s44、将任意多个上述压电激励器通电，通过上述压电激励器响应数学模型给定驱动电压u和驱动电压信号频率fin，获得所需的振幅a和频率fout，重复步骤s43，得到任意多个上述压电激励器在不同振幅a和频率fout条件下翼型的气动数据。

29、可选地，在步骤s7之后，还包括：

30、调整不同翼型迎角和风速，重复步骤s1-s7，获得不同迎角和不同雷诺数条件下翼型的气动特性。

31、本技术的风洞试验装置在风洞试验模型两侧分别连接一个模型转轴，通过两个模型转轴可将风洞试验模型固定在风洞试验段内，而模型转轴与风洞外应变天平连接，通过应变天平可测出翼型的气动力，并在风洞试验模型表面上开设盖板安装槽，在盖板安装槽安装刚性盖板或局部振动盖板，在进行刚性翼型风洞试验时，将刚性盖板安装于盖板安装槽中，在进行局部振动翼型风洞试验时，将局部振动盖板安装于盖板安装槽中，即通过可替换盖板便可实现刚性翼型和局部振动翼型两种状态的转换；而局部振动盖板上连接有压电激励器性能测试系统，可用于对翼型局部振动试验中振动参数的精确控制，进而在翼型表面不同弦向位置实现局部表面不同振幅和不同频率的振动，故而该装置不仅实现了通过同一套基础试验模型完成对刚性和振动两种状态翼型的测试，且试验过程中状态转换方便，保证两种状态试验结果的可比性，并能在不同弦向位置、不同振动频率和不同振幅的条件下，对翼型进行风洞测力试验。

32、本技术的风洞试验方法首先将风洞试验模型安装于风洞试验段内，调整翼型迎角至所要测试的迎角，再安装局部振动盖板，通过应变天平测出翼型试验段的升力、阻力和俯仰力矩，即可得到局部振动翼型的气动数据；建立压电激励器性能测试系统用于获得压电激励器的响应特性，从而获得压电激励器的驱动电压和驱动电压信号频率对压电激励器的振幅和频率的影响函数关系，进而通过调节压电激励器驱动电压、驱动电压信号频率等参数即可调节翼型表面局部振动的振幅、频率等参数，从而得到在不同振幅和不同频率条件下翼型的气动数据，而给多个压电激励器通电，即可得到每一个弦向位置的压电激励器在不同振幅和频率条件下翼型的气动数据，从而解决了在不同弦向位置、不同频率和不同振幅的条件下，对翼型进行风洞测力试验的问题；将局部振动盖板替换为刚性盖板，即可测试刚性翼型的气动特性，故而本技术通过同一套基础试验模型即可完成对刚性翼型和局部振动翼型气动特性的对比分析，并模拟了不同弦向位置的局部振动，实现了翼型局部振动试验中对振动参数的精确控制，可以得到局部振动对翼型升力、阻力、俯仰力矩的具体影响数值和振动参数对翼型气动特性的影响规律。