Development of hot-wire probe calibration wind tunnel based on compressible fluid
-
摘要: 在可压缩流体中利用热线技术进行湍流度测量时，其输出不仅与脉动速度有关，也和流体温度、密度紧密相关。因此，需要建立与高速可压缩流体特征相似的校准装置，在使用前对热线探针进行准确校准。基于亚跨声速可压缩流体，对热线探针校准风洞的气动总体方案、关键结构设计、测控处系统研制等做了介绍和说明。风洞流场校测结果表明，模型区Ma最大偏差0.002，风洞速压可以降低至常规速压的50%以下，也可增至常规速压的1.7倍以上，温度和密度调节范围宽，流场均匀性好，满足热线探针校准需求。Abstract: The output of the hot-wire is related not only to the fluctuation velocity, but also to the fluid temperature and density when the hot-wire technology is used to measure the turbulence intensity in a compressible fluid. Therefore, it is necessary to establish a calibration facility with similar characteristics to a high speed compressible fluid so that the accurate calibration of the hot-wire probe can be done before its usage. In this paper, the aerodynamic overall scheme, structural design and development of measurement and control system of the hot-wire probe calibration wind tunnel are introduced and illustrated based on subsonic and transonic compressible fluids. According to the results of the wind tunnel flow field calibration tests, the maximum deviation of the Mach number in the model area is 0.002; the dynamic pressure can be adjusted from 0.5 to 1.7 times of the normal dynamic pressure; the variation range of temperature and density is wide; the uniformity of the flow field are good. All the requirements for the hot-wire probe calibration are satisfied.
-
0 引言
客机座舱环控系统是大型客机的重要组成部分，是21世纪国内外大飞机研究[1-6]的重点。创造高效、节能、安全、健康、舒适的座舱环境, 是体现我国大飞机在国际竞争中优势的重要保证，也是保障乘客和机组人员安全、健康和舒适并通过适航认证的前提。通过组织合理的气流来改善座舱环境安全性、健康性、舒适性是当前国际研究的前沿，座舱中的空气流动是整个座舱环境形成和控制的重要基础。其中风口是舱内气流组织的动力源头，它决定了舱内气流的流动特征，风口流场的优化设计是研制新型座舱环控系统的关键环节之一。个性化风口是座舱环控系统中重要的送风单元，其主要作用为快速通风、换热，乘客可以根据自己实时感受进行自主调节，以达到自身的最佳舒适程度，但现有个性化送风常引起乘客头部的强烈集中吹风感，而且浪费气源，加重发动机引气负担，不利于节能减排，因此开展个性化风口流场优化调控的研究具有重要的应用价值。
为了降低乘客对个性化送风的头部集中吹风感，改善个性化送风流场多尺度湍涡结构成分，设计了带有不同尺寸加齿结构的喷嘴，加装在个性化风口，通过加齿根部与圆弧边缘角区生成的流向涡扰动[7-8]，调控原有流场中的多尺度湍涡成分，以达到降低吹风感、提高乘客舒适度的目的。
1 实验装置与测量技术
实验是在飞机客舱环境模型实验舱(见图 1)中完成的, 该实验舱是基于真实MD-82客舱仿建的一个舱体。环境舱的主要优点是能够阻隔实验过程中外界气流和声波扰动对实验的干扰，模型舱壁材料采用双层真空钢化玻璃，起到良好的绝热和隔音效果，同时便于实验者从外部进行观测调控实验。
实验中将加装不同喷嘴模型的个性化风口固定在环境舱模型顶板，将热线探针固定在计算机控制步进电机三维坐标架上，使得探针处于风口的中心正下方。其中三维自动坐标架用R232通讯接口连接机舱外部电脑，实现自动控制，避免实验过程中人员进出环境舱带来的干扰。个性化风口模型尺寸如图 2所示，风口流场是标准环形射流，环形的外径D0=12.6mm，内径D1=9.6mm，最大开度的圆环宽度1.5mm。采用无油气体压缩机和稳压罐连续供气，每小时的通气量为3.4m3。基于圆环射流出口最大速度Um与圆环宽度得到的射流Re数为2522。
为方便实验，采用可拆卸加齿喷嘴结构，其尺寸设计大小恰好可以装在个性化风口的末端，4种不同长度的加齿结构尖齿的顶角保持一致，均为30°，加齿结构的尺寸如图 3所示。采用IFA300恒温式热线风速仪，以高于最小湍流时间尺度对应的时间分辨率，对装有5、6、8和12mm齿间距的加齿个性化风口射流流场的轴向和具有明显效果的5mm加齿结构的双径向(加齿结构的截面成轴对称，但因为尖齿的存在，需要测量经过尖齿的径向以及无尖齿的径向，所以为双径向)的瞬时速度进行实验测量和数据采集。轴向采集了0~186.5mm之间的68个空间点，每个径向采集了7个不同轴向截面位置。因为射流边界线具有线性扩展的特性，每个截面测量的点数不一样，而且点与点之间的间隔也不均匀，故采取上述采集点方式设置以达到实验测量数据效果最佳。
实验测量采用美国TSI公司IFA-300恒温式热线风速仪，它能够连续地感受流动速度并自动地调整动态响应，实时地实现最佳化频率响应，是目前唯一能够以湍流最小时间尺度(Kolmogorov时间尺度)的分辨率测量湍流的测速仪器[9]。实验中每个空间测点的采样频率为100 000Hz，每个时间序列样本数据量为4 194 304，测量时间为41.94s。实验中所采用的探针为TSI 1260A-T1.5迷你型单丝热线探针，其敏感原件为直径5μm、长度1.5mm的钨丝，探针在测量前使用1151A型热线探针校准器进行了标定。
2 实验结果分析
2.1 平均速度分布
轴向坐标定义如图 2所示。在z轴上非等分地布置68个点，作为采样点。由于个性化风口中心线“子弹头”形导流体的存在，轴向的起测点位于z轴的6.5mm处，以步长0.5mm测量11点，然后以步长1mm测量20点，2mm步长测量10点，最后以5mm步长测量到186.5mm处，相当于从距离风口0.5D0到14D0。
因为环形射流中心线“子弹头”形导流体的存在，使得个性化风口环形喷出气流在z轴上汇聚，形成一个速度最大点，称之为再附着点[1]。图 4是轴向平均速度剖面图并标注出了误差值(±1%)，从图 4中可以看出速度最大点在z轴上的位置，并没有因为加齿结构的存在受到影响，各个不同尺寸加齿结构风口的再附点位置都位于z轴的16.5mm处。而且加齿结构均使得个性化风口的平均速度沿轴向衰减加快，其中5mm的加齿结构平均速度衰减最快，平均速度衰减率提高了13.54%。
![]()
图 4 有无加齿个性化风口射流中心线平均速度剖面Fig. 4 Comparison of mean velocity profiles in the axial direction of personal gasper jet flow with and without wedges针对轴向平均衰减最快的5mm加齿结构，又对沿径向测量的瞬时速度数据进行进一步分析。由于加齿结构具有双径向，径向坐标定义如图 3所示。实验分别测量了7个不同轴向位置的x-z截面和y-z截面空间点的瞬时速度信号。图 5是将平均速度U和径向坐标r用U/Um, r/r1/2无量纲化(一种经典的射流径向速度平均方法[10])得到的平均速度剖面。其中Um是轴线上的平均流速，r1/2为半值宽(加齿径向x和不加齿径向y分别取相应径向半值宽)。图 5(a)(图中黑色代表x径向，红色代表y径向，不同形状代表不同的z轴向位置)可以证明加齿射流在充分发展区中的平均速度剖面的相似性和不同断面流速分布的相似性。图 5(b)将轴对称型衰减区中的同一z坐标的加齿径向和不加齿径向进行对比，发现加齿径向的无量纲平均速度沿径向衰减显著加快，说明由于齿与圆弧夹角产生的反向旋转流向小涡的扰动，加速了二维圆环射流的不稳定性破碎及向三维的演化过程[7-8]，增强了射流在充分发展区与周围静止流体的动量、能量、质量传递和交换，流场卷吸掺混周围静止流体的能力增强，加快了射流平均速度沿加齿径向的衰减。
![]()
图 5 有无加齿个性化风口射流径向无量纲平均速度剖面Fig. 5 Comparison of non-dimensional mean velocity profiles in the radial direction of personal gasper jet flow with and without wedges2.2 湍流强度分布
个性化风口的主要作用是乘客用来进行自我调节送风以得到更舒适的体感，Fanger等[11-12]从相反角度对乘客的不舒适度进行过定义：
(1) 式中：PD%表示乘客对气流的不满意度；ta表示周围环境温度；tf表示当地环境温度；νf表示当地平均速度；Tu表示湍流强度。可以看出，湍流强度Tu在公式(1)中起主要作用。
图 6是沿轴向湍流强度的发展演化对比图，图中纵坐标表示的是用U0无量纲化的湍流强度，其中U0是环形出风口的断面平均速度，它可以根据出口截面的流量和截面积计算得到。从图中可以明显看出5mm的加齿结构在出口到再附点阶段，由于齿与圆弧夹角产生的反向旋转流向小涡的扰动影响，加齿风口射流的湍流度大于不加齿风口射流的湍流度，使湍流发展加快，而在再附点下游远场区(即靠近乘客区域)的湍流度比不加齿风口的湍流度小。根据公式(1)，湍流度越大，乘客的不舒适感越强烈，所以5mm齿间距的加齿结构风口可以降低乘客头部的区域的湍流度，从而降低乘客的不舒适感。
![]()
图 6 有无加齿个性化风口射流中心线湍流强度剖面Fig. 6 Comparison of turbulence level proliles of personal gasper jet flow on the central line with and without wedges2.3 多尺度湍涡成分的子波分析
子波分析[13-14]是近几年新发展起来的一种数字信号分析方法，通过时间序列信号与一个被称为子波的解析函数进行卷积，将信号在时域与频域空间同时进行分解。姜楠等[15-17]提出了用子波分析的能量最大准则检测壁湍流相干结构猝发事件的方法。设一维信号在子波函数下的子波分析定义为：
(2) 其中, 子波函数族ψa, b(t)是由子波母函数ψ(t)经过平移(参数b)和伸缩(参数a)变换而来：
(3) 根据子波系数Wu(a, b), 信号u(t)的能量可以按照尺度进行分解：
(4) 利用子波分析对5mm加齿结构的轴向13.13D0处的湍流信号进行分解，得到不同径向位置分尺度能量比例随尺度分布E(a)云图(见图 7)。从图 7可以看出，5mm加齿个性化风口在40mm的径向点周围能量分布与不加齿相同位置的分尺度能量分布存在明显差异。加齿结构使得最大能量尺度附近含能湍流结构的能量减少，从而降低了湍流强度，减小了强烈的吹风感，提高了舒适性。
![]()
图 7 不加齿结构径向(x=13.13D0，r=40mm)与加齿结构x和y径向(z=13.13D0，y=40mm)能量随尺度分布对比Fig. 7 Comparsion of turbulent fluctuating kinetic energy evolutions across scales at x=13.13D0, r=40mm in personal gasper jet flow with and without wedges进一步对轴向位置为13.13D0，径向位置为40mm处空间测点的瞬时速度信号的子波系数等值云图进行分析，如图 8(a)、(b)和(c)所示。可以看出加齿所在径向的湍涡结构尺度明显更加丰富，大尺度湍涡向小尺度湍涡的级串过程加快。而不加齿的风口射流在该位置存在稳定的大尺度结构，湍涡的能量级串发展缓慢，小尺度湍涡结构比较少，使乘客感到明显的吹风感和不舒适。
![]()
图 8 轴向位置为13.13D0, 径向位置为40mm处空间测点的瞬时速度信号的子波系数等值云图Fig. 8 The contour of wavelet coefficients across time and scale parameters at x(z)=13.13D0, r(x or y)=40mm in personal gasper jet flow with and without wedges3 结论
本文提出对个性化风口进行边缘加齿优化设计，调控风口流场中不同尺度的湍涡成分，降低吹风感，从而获得使人体更为舒适的气流流场。
通过用高时间分辨率热线风速仪精细测量加装不同尺寸加齿喷嘴的风口流场，采用子波分析的方法对流场多尺度湍涡成分进行分析，对比不同尺寸大小的加齿喷嘴对个性化风口流场多尺度湍涡成分的调控效果，得出齿尖间距离为5mm时，个性化风口的送风使人体更舒适。
个性化风口圆环射流经过加齿调控，齿与圆弧夹角产生的反向旋转流向小涡扰动，增强了与周围静止流体的动量、能量、质量交换，降低了大尺度湍流结构的强度，从而降低了吹风感，提高了流场的舒适性。
-
![]()
图 2 收缩段和亚声速喷管流线图(Ma=0.8)
Fig. 2 Streamlines pattern of contraction section and subsonic nozzle(Ma=0.8)
![]()
图 3 亚声速喷管出口速度分布(Ma=0.8)
Fig. 3 Velocity distribution of subsonic nozzle outlet (Ma=0.8)
![]()
图 4 收缩段至亚扩段流场马赫数总体分布(Ma=0.8)
Fig. 4 Flow Mach number population distribution from contraction section to sub segment(Ma=0.8)
![]()
图 10 热线探针校准风洞测控处系统原理框图
Fig. 10 Scheme of measurement,control and processing system of hot-wire calibration wind tunnel
![]()
图 12 总温排管测温点分布示意图
Fig. 12 Scheme of measuring temperature point distribution on the total temperature exhaust pipe
![]()
图 13 无加热常规速压条件下流校结果
Fig. 13 Flow calibration result under conventional dynamic pressure condition without heating
表 1 典型马赫数下的温度测量结果
Table 1 The result of temperature measurement under topic Mach numbers conditions
Ma T0/℃ 中心流场T/℃ ΔT/℃ 0.30 23.75 23.58 -0.17 0.35 23.30 23.19 -0.11 0.40 23.00 22.85 -0.15 0.45 22.77 22.53 -0.24 0.50 22.49 22.19 -0.30 0.55 22.28 21.99 -0.29 0.60 22.10 21.72 -0.38 0.65 21.93 21.55 -0.38 0.70 21.79 21.35 -0.44 0.75 21.71 21.22 -0.49 0.80 21.67 21.24 -0.43 0.85 21.63 21.11 -0.52 0.90 21.59 21.10 -0.49 0.95 21.52 21.25 -0.27 
下载: 导出CSV
-
[1] 朱博, 汤更生. 声学风洞流场低湍流度及频谱测量研究[J]. 实验流体力学, 2015, 29 (4): 58-64. http://www.syltlx.com/CN/abstract/abstract10860.shtml Zhu B, Tang G S. Low turbulence intensity and spectrum measurement research in aeroacoustic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2015, 29 (4):58-64. http://www.syltlx.com/CN/abstract/abstract10860.shtml
[2] 贾青, 杨志刚, 李启良. 汽车风洞试验段流场的试验研究[J]. 实验流体力学, 2011, 25 (6): 33-37. http://www.syltlx.com/CN/abstract/abstract10595.shtml Jia Q, Yang Z G, Li Q L. Test research of the flow filed inside the test section of the automative wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25 (6): 33-37. http://www.syltlx.com/CN/abstract/abstract10595.shtml
[3] 田于逵, 江宏. 利用热线风速仪在风洞中研究舰艇尾部流动特性[J]. 船舶力学, 1998, 2 (2): 13-21. http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-CBLX199802002.htm Tian Y K, Jiang H. Study on the wake characteristics naval vessels using a hot-wire anemometer in a wind tunnel[J]. Ship Mechanics, 1998, 2 (2): 13-21. http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-CBLX199802002.htm
[4] 高丽敏, 席光, 王尚锦, 等. 用热线风速仪测量叶轮后叶片扩压器流场[J]. 工程热物理学报, 2005, 26 (4): 559-601. http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-GCRB200504018.htm Gao L M, Xi G, Wang S J, et al. Experiment investigation on a vaned diffuser flow filed behind a centrifugal impeller using constant temperature anemometer[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2005, 26 (4): 559-601. http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-GCRB200504018.htm
[5] De Souza F, Tavoularis S. Hot-wire response in high-subsonic flow[R]. AIAA-99-0310, 1999.
[6] Jones G S. Wind tunnel requirements for hot-wire calibration (Invited) [R]. AIAA-94-2534, 1994.
[7] Amber L Favaregh. A new approach for calibration of hot-wires for use in uncertain environments[R]. AIAA-2006-2809, 2006.
[8] Zinoviev V, Lebiga V, Chung K M, et al. Application of hot-wire technology in a slowdown type transonic wind tunnel[R]. AIAA-2001-0308, 2001.
[9] Nagabushana K A, Stainback P C. A rational technique for calibrating hot-wire probe in subsonic to supersonic speed[R]. AIAA-94-2536, 1994.
[10] Stainback P C. Some influences of approximate values for velocity, density, and toal temperature sensitivities on hot-wire anemometer results[R]. AIAA-86-0506, 1986.
[11] 刘政崇. 高低速风洞气动与结构设计[M]. 北京: 国防工业出版社, 2003. [12] 中国人民解放军总装备部. GJB 1179A-2012高速风洞和低速风洞流场品质要求[S]. 北京: 总装备部军标出版发行部, 2013. -
期刊类型引用(1)
1. 刘明潇，姬雅茹，米凯尔·瓜拉，孙东坡，孙羽. 基于UP/PTV技术的明流床面颗粒状态试验观测方法研究. 应用基础与工程科学学报. 2021(01): 78-90 . 
百度学术
其他类型引用(1)
计量
- 文章访问数: 604
- HTML全文浏览量: 139
- PDF下载量: 28
- 被引次数: 2
