专利名称：高风速烟雾显示装置的制作方法
技术领域：
高风速烟雾显示装置(一) 技术领域 本实用新型是一种高风速烟雾显示装置，属于航空航天实验技术。(二) 背景技术现代先进的航空、航天武器装备通常都要求具有高机动和高敏捷能力，所以在布局设计 上都充分利用了大迎角绕流中的可控分离流和有利稳定的旋涡流动及其相应的有利干扰，以 此改善它们的飞行性能。所以，在现代飞行器的气动布局研究和设计过程中，充分利用风洞 和水洞实验中的流动显示技术来显示其复杂的流动结构并进一步揭示其复杂的干扰流动机理 和相应的主控参数已成为重要的研究手段之一。目前现役和正在发展的先进战斗机无不采用类似旋成体的机身和头部，研究结果已经表 明这类先进战斗机在零侧滑、大迎角下的侧向力特性是由机头和前机身形状决定的，且与 细长旋成休的非对称涡流动和侧向力特性类似，即在较大迎角下不仅存在较大的非对称涡产 生的侧向力，而且非对称涡空间绕流结构及其侧向力特性还会随着雷诺数(即Red)的变化而发生显著的改变。如图1所示为《 = 50°、不同Red (Red=lX105 8X105)下细长旋成体3. 35截面处表面压力分布曲线，从中可以看出不同Red数下，旋成体截面两侧的边界层分离特性 存在明显的差异，即随着雷诺数(即Red)的增大，旋成体两侧边界层分离先后经历了亚临界/ 亚临界(Red=1.33X 105，对应实验来流风速V:lOm/s，旋成体两侧均呈亚临界分离)、亚临界 /临界(Red=4Xl()5，对应实验来流风速V=30m/s,旋成体一侧为亚临界分离，另一侧为临界 分离)、临界/临界(Red=8X105，对应实验来流风速V:60m/s，旋成体两侧均呈临界分离)三 种分离流型，相应的空间绕流流谱也发生了显著改变，由较小Red数(Red=1.33X 105,对应 实验来流风速V二10m/s)时的非对称二涡结构逐渐演变为较高Red数(Red-4X105,对应实验 来流风速V=30m/s)时的非对称三涡结构，不仅涡系结构发生了较大的改变，而且空间位置 也发生了大的变化。从已有的研究结果可以看出，Red数对旋成体表面的压力分布及其相应的空间非对称涡 流动结构和形态有着较大的影响。这就需要发展适用于较宽Red数变化范围的空间流动显示 技术，以揭示其大迎角绕流流场结构，进而与测力和测压结果对比分析来研究飞行器的气动 特性和流动机理。如果流场显示与气动力(压力)测量实验的Red数相差较大，流场显示结果不仅不能起到对气动特性辅助分析的作用，而且还很有可能导致错误的认识和理解。目前，国内外在风洞中应用最为广泛的是烟线(或烟丝)显示技术，其显示原理和水洞 中的染色液显示技术一样，实际是显示流场中的染色线，在定常流场中所显示的染色线就是 流线。为了取得好的显示效果，应尽量减少风洞流场的湍流脉动量，使烟线随流动而不扩散。 然而在具有通常湍流度的(f = 0.08~0.2%)常规低速风洞中，由于湍流脉动随风速的提高而 增加，烟线难以在高风速下保持清晰的显示效果。美国Notre Dame大学的航空实验室为此研 制了大收缩比、多层纱网的低湍流度风洞(包括亚音速风洞和跨音速风洞)，从低速到跨音速 均得到了较好的烟线显示照片，是目前国际上风洞流场显示实验中烟线显示水平较高的实验 室。由于这种通过减小风洞实验段流场湍流度来减小烟线扩散从而提高烟线显示实验风速的 方法将涉及到风洞设备的较大规模改造(例如Notre Dame航空实验室应用该技术的风洞收縮 比高达24甚至于48，对于跨音速风洞甚至达到150:1，并在安定段设置12层以上的纱网)， 成本极高，所以在实际应用中难以推广。我国在复杂流动显示技术方面进行了大量的研究， 但是这些研究主要集中于激光片光/烟线显示实验技术的开发及其应用，大部分的实验风速 2 5ni/s，个别实验的风速达到10 20m/s。由于受到烟线显示实验技术发展水平的限制(一 般情况下流场显示实验的雷诺数较低)，流场/气动相关不是在同一雷诺数下，对于风洞高风 速烟雾显示/气动力(压力)测量的一体化实验技术的研究，在国内至今还尚未展开。此外， 当前国内外风洞中广泛釆用的数字粒子图像测速系统(DPIV)尽管可以在较高风速下对流场 进行定量测量，可以得到比较详细的截面流场分布特征，但是使用经验已经表明粒子图像测 速系统不仅难以获得大尺度全流场结构图画，无法实现对流场的整体认知和全面认识，而且 正确的DPIV (数字粒子图像测速系统)测量结果的获得(如图像采集、后续数据和图像处理 以及结果分析等)必须依靠对基本流场事先的直观认识。此外，DPIV系统的设备成本极高且 实验难度和工作量均较大，如果发烟装置和烟流注入方法不当还极易导致错误结果的出现， 尤其是会产生错误的旋涡结构和空间涡系结构，影响对气动力实验结果的分析。尽管烟雾显示技术在一些研究中已得到应用，但由于在烟雾发生、烟雾注入等技术上未作深入研究，往往在高风速下得不到理想的显示效果。(三)实用新型内容本实用新型一种高风速烟雾显示装置，其目的是针对上述论述的细长旋成体和飞行器大迎角复杂绕流及其Red数效应研究中存在的流场绕流结构认识不清和空间绕流涡系结构随雷诺数变化较大等新的奇特现象，以及目前国内风洞难以减小现有流场湍流度(通常低速风洞的湍流度大于0.08%)这一困难，通过研制新型烟雾粒子和发烟技术、采用先进的高风速下的烟雾注入、显示、记录以及定量化技术，使烟雾显示实验风速达到60m/s (Red=8X105)或更高，并可持续显示，为细长旋成体和飞行器大迎角复杂绕流及其Red数效应研究提供必 要的技术手段。为现代战斗机研制和发展中的先进气动布局、飞机大攻角气动特性等涉及复 杂流动的研究提供了重要的实验手段。本发明一种高风速烟雾显示装置，显示原理不同于烟线显示，而是类似于高速风洞中的 蒸汽屏显示技术，主要用于显示流场中的旋涡结构，以便进行飞行器空间绕流结构和气动力 特性之间的相关分析。如果在流场中存在旋涡的空间注入适量的烟粒子，这些烟粒子就会象 高速风洞蒸汽粒子一样来显示流场中旋涡的结构形态和位置。烟雾显示避免了烟线显示技术 中固有的弱点，本发明通过发展先进的发烟技术(如选择合适的发烟介质、发烟方法等来控 制烟雾粒子的大小、跟随性和持久性)和特殊的烟雾注入技术(如烟雾引入流场的方法、烟 雾引入量，以及考虑烟雾引入对流动特性的影响等)，并进一步改善流场观察和记录技术来取 得清晰、可用于定量分析的空间流场旋涡结构。本发明一种高风速烟雾显示装置，首先研制特殊的烟雾粒子，使烟雾粒子满足流场显示 的跟随性等物性要求；其次，发展烟雾发生和注入装置和技术，在保证烟雾持续显示的基础 上、提高烟雾的可视性和耐高风速性，并研究烟雾注入对流场结构的影响特性；第三，针对 高风速下烟雾比较淡的问题，发展了先进的照明和记录系统，以获得较好的流场图谱照片； 此外，在上述基础上发展了定量化确定飞行器绕流流场空间涡系位置的方法，便于进行流场 流谱与气动力(压力)测量结果的相关分析，并可定量给出飞行器绕流流场的空间结构，从 而实现了流场与气动力同一雷诺数下的相关分析。本发明的技术方案包括有烟雾粒子，烟雾发生器，烟雾注入装置和注入技术，压力监 测技术，照明、照相及录像记录系统，流场空间涡系位置定量化确定技术；其中，(1) 烟雾粒子采用无毒、可食用的橄榄油作为烟雾发生剂，烟雾粒子的直径在2 5/^;(2) 烟雾发生器该烟雾发生器为选购部件，主要由空气压縮机、调压阀、喷雾器、压缩空气 毛细管、烟雾剂出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体等组成，其烟雾产生原理是由空气压縮 机输出的压縮空气，供给烟雾发生器，烟雾发生器发出直径2 5//附的烟雾粒子；该烟雾发 生器的工作原理，为现有技术，在此不再赘述；(3)烟雾注入装置和注入技术烟雾注入装置主要由烟雾分流阀门、烟雾引入管道、烟雾分 流孔组成，其工作过程如下空气压縮机l输出最高压力为,5xlOSPa的压縮空气，供给烟雾发生器，烟雾发生器发出直径2 5/^的烟雾粒子，分别通过烟雾引入管道引入到模型的烟雾分流孔中，通过烟雾分流孔将烟雾注入流�。峁┫允玖鞒⌒薪峁沟慕橹剩诩す馄魈峁┑母咔慷燃す馄獾恼丈湎孪允究占淞鞒〗峁雇蓟詈笥赏枷窦锹忌璞讣锹颊掌桓� 实验内容和要求的不同，从烟雾分流孔注入流场中烟雾量的大小和注入流场的位置可以调整，这种调整可以通过改变模型表面烟雾分流孔的分布、烟雾引入管道的控制阀的开关状态来实 现，很好解决了烟雾注入对流场流动的干扰问题，并可得到好的流场结构照片；(4) 压力监测技术由于模型表面烟雾注入必然会影响到流场的湍流度和模型绕流的分离特 性，进而会影响到模型绕流流场的结构，从而影响模型的气动特性，因此，通过在模型表面 设置测压孔(即压力监测孔)，发现了烟雾注入位置、烟雾注入压力以及烟雾注入方式对流场 结构的影响特性，从而保证了该技术的准确性和可信度；该压力监测孔设在模型轴向的某横 截面上，实验过程中在不同烟雾注入压力下测量模型截面压力分布，通过与无烟雾注入时压 力分布特性的比较得到对模型绕流流场影响最小时的烟雾注入压力值，该值可作为流场显示 时可用的烟雾注入压力；(5) 照明、照相及录像记录系统照明系统采用氩离子连续激光器发出的光束直径小于5mm 的激光，经柱面镜转换为片光，实现对流场的截面观察；记录系统采用计算机控制的图 像记录设备进行自动拍摄，记录流场结构图画；(6) 流场空间涡系位置定量化确定技术釆用位置预校测技术，即先对所研究流场区域进行 定量划分，然后釆用多次曝光方法实现对涡位空间位置的定量分析，并结合数字分析与处理 技术对照片进行分析得到定量结果。本发明之高风速烟雾显示装置，其显示方法的步骤如下 步骤一装置的制作和准备(1) 烟雾粒子发生采用无毒、可食用的植物油(如橄榄油或大豆油等)作为烟雾发生剂， 烟雾粒子的直径在2 5^W ,满足流场显示的跟随性等物性要求；(2) 烟雾发生器(图2):该烟雾发生器为选购部件，主要由调压阀、喷雾器、压縮空 气毛细管、烟雾剂出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体等组成；(3) 烟雾分流孔(图3):在模型背风侧IOO。和120°位置处，从距头部尖顶50mm处 开始每隔12.5mm设置一个发烟截面，共76个出烟截面，前23个截面设置四个出 烟孔，后53个截面只设置两个出烟孔，共198个出烟孔，出烟孔内径lmm; 76个 出烟截面可分成多组，每组由一个烟雾发生器供烟；(4) 烟雾注入装置(图4):空气压縮机1输出最高压力为5xl()Spa的压縮空气，供给 烟雾发生器，烟雾发生器发出直径2~5户7 的烟雾粒子，分别通过烟雾引入管道引 入到模型的烟雾分流孔中，通过烟雾分流孔将烟雾注入流�。峁┫允玖鞒⌒薪� 构的介质，通过改变烟雾分流孔的分布、烟雾引入管道的控制阀的开关状态对注入 流场中烟雾量的大小和注入流场的位置进行控制；(5) 流场记录装置(图4):在激光器提供的高强度激光片光的照射下显示空间流场结6构图画，并由图像记录设备记录流场图画；步骤二流场显示烟雾注入及显示(图3):将植物油(如橄榄油或大豆油等)放入烟雾发生 器中，把空气压縮机输出的压縮空气引入烟雾发生器对植物油进行雾化，并通过压 縮空气把雾化后的直径2~5 //m的烟雾粒子通过烟雾引入管道引入到模型的烟雾分 流孔中，通过烟雾分流孔将烟雾注入流�。峁┫允玖鞒⌒薪峁沟慕橹剩徊街枞沽嗖馔ü谀Ｐ捅砻嫔柚貌庋箍祝嗖庋涛碜⑷胛恢�、烟雾注入压力以及烟 雾注入方式对流场结构的影响特性，从而保证了该技术的准确性和可信度；该压力 监测孔设在模型轴向的某横截面上，如图4所示，实验过程中在不同烟雾注入压力 下测量模型截面压力分布，通过与无烟雾注入时压力分布特性的比较得到对模型绕 流流场影响最小时的烟雾注入压力值，该值可作为流场显示时可用的烟雾注入压力； 图6给出了不同来流风速下最大的可允许注烟压力曲线(压力监测)；步骤四流场记录采用氩离子连续激光器发出的光束直径小于5mm的激光，经柱面镜转换 为片光，实现对流场的截面观察;.采用计算机控制的图像记录设备进行自动拍摄， 记录流场结构图画；步骤五流场定量化采用位置预校测技术，即先对所研究流场区域进行定量划分，然后采 用多次曝光方法实现对涡位空间位置的定量分析，并结合数字分析与处理技术对照 片进行分析得到定量结果，便于进行流场流谱与气动力(压力)测量结果的相关分 析，并可定量给出飞行器绕流流场的空间结构，从而实现了流场与气动力同一雷诺 数下的相关分析；本发明一种高风速烟雾显示装置，它包括有 A:烟雾注入装置主要由空气压縮机、烟雾发生器、烟雾引入管道、模型、烟雾分流孔激光 器和图像记录设备组成，如图4所示。(a) 空气压縮机为选购部件，提供5xlOSpa的压縮空气；(b) 烟雾发生器(图2):为选购部件，主要由调压阀、喷雾器、压縮空气毛细管、烟雾剂出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体等组成。将植物油(如橄榄油或大豆油等)放入烟雾 发生器中，把空气压缩机输出的压縮空气引入烟雾发生器对植物油进行雾化，并通过压缩空气把雾化后直径2 5//W的烟雾粒子从烟雾发生器的出口喷出；导入烟雾引入管道中；(c) 烟雾引入管道(图4):选购直径50mm的塑料软管制作，用做烟雾导流管，将烟雾发 生器发出的烟雾引入到模型的烟雾分流孔中；(d)模型表面烟雾分流孔(图4):在模型背风侧100°和120°位置处，从距头部尖顶50咖 处开始每隔12. 5mm设置一个发烟截面，共76个出烟截面，前23个截面设置四个出烟 孑L，后53个截面只设置两个出烟孔，共198个出烟孔，出烟孔内径为l腿；76个出烟 截面可分成多组，每组由一个烟雾发生器供烟。烟雾经烟雾引入管道引入到模型的烟 雾分流孔中，然后通过烟雾分流孔将烟雾注入流�。峁┫允玖鞒⌒薪峁沟慕橹剩� 通过改变烟雾分流孔的分布、烟雾引入管道的控制阀的开关状态对注入流场中烟雾量 的大小和注入流场的位置进行控制； B:流场记录装置首先，氩离子连续激光器发出光束直径小于5mra的激光，经柱面镜转换为片光，对显示流场提供高强度的照射，然后采用计算机控制的图像记录设备进行自动拍摄，记录流场结构图画；本发明一种高风速烟雾显示装置，其优点和达到的功效是它针对细长旋成体和飞行 器大迎角复杂绕流及其Red数效应研究中存在的流场绕流结构认识不清和空间绕流涡系结构 随雷诺数变化较大等新的奇特现象，以及目前国内风洞难以减小现有流场湍流度这一困难， 通过研制新型烟雾粒子和发烟技术、采用先进的高风速下的烟雾注入、显示、记录以及定量 化技术，使烟雾显示实验风速达到60m/s (Red=8X105)或更高，并可持续显示，为细长旋成 体和飞行器大迎角复杂绕流及其Red数效应研究提供了必要的技术手段，为现代战斗机研制 和发展中的先进气动布局、飞机大攻角气动特性等涉及复杂流动的研究提供了重要的实验手 段。它以实物和研制报告的形式提供低速风洞高风速烟雾显示实验技术，为空气动力学领域 的复杂流动相关分析和深入探讨物理机理提供了重要的实验工具,因此，为现代战斗机研制和 发展中的先进气动布局、飞机大攻角气动特性等涉及复杂流动的研究提供了重要的实验手段， 并为它们的发展起到很好的促进作用。
图l不同Red数下细长旋成体截面压力分布特性(x/d=3.35, = 50°)图。 图2 (a)、 (b)烟雾发生器工作原理示意图。 图3模型及烟雾分流孔分布和压力监测孔设置图。 图4烟雾注入装置和实验原理示意图。图5不同来流风速下最大的可允许注烟压力曲线(压力监测)图。 图6烟雾注入压力对流场流动的影响(V=20m/s，迎角50° )图。81空气压縮机 2烟雾发生器 3烟雾引入管道 4模型4. 1烟雾分流孔 5激光器 6图像记录设备 7风洞具体实施方式
本实用新型是一种高风速烟雾显示装置，在发展先进的烟雾粒子及烟雾发生器的基础 上，通过在细长旋成体模型机身上设置烟雾分流孔， 一改传统流动显示实验中投放示踪粒子 的方式，在高风速(v=60m/S)实验条件下得到了清晰的激光片光显示图像，并且通过位置预 校测技术实现了流场空间涡位的定量测量。此外，通过设置压力监测环的方法实现了烟雾注 入方式和烟雾注入压力等因素对流场显示结果影响的监控，从而保证了流场显示的准确性。 这种烟雾显示技术和简易涡位定量测量技术对在低速常规风洞风洞中进行细长旋成体Re数 问题的研究提供了关键的技术平台，为人们对细长体非对称背涡随Re数演化和发展的认识提 供了有效的实验手段，为先进飞行器的设计提供了重要的实验研究技术。本实用新型是一种高风速烟雾显示装置，其技术方案包括有烟雾粒子，烟雾发生器， 烟雾注入装置和注入技术，压力监测技术，照明、图像记录系统，流场空间涡系位置定量化 确定技术；其中(1) 烟雾粒子采用无毒、可食用的橄榄油作为烟雾发生剂，烟雾粒子的直径在2 5/^;(2) 烟雾发生器请参阅图2a、 b所示；该烟雾发生器为选购部件，主要有空气压縮机、调压阀、喷雾器、压缩空气毛细管、烟雾剂出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体等组成，其烟雾产生原理是由空气压縮机输出的压縮空气，供给烟雾发生器，烟雾发生器发出直径2 5/^ 的烟雾粒子；该烟雾发生器的工作原理，为现有技术，在此不再赘述-,(3) 烟雾注入装置和注入技术请参阅图4所示；该烟雾注入装置主要由烟雾分流阀门、烟引入管道、模型4及烟雾分流孔组成，其工作过程是:空气压縮机l输出最高压力为5xlOSpa 的压缩空气，供给烟雾发生器2，烟雾发生器2发出直径2 5/mz的烟雾粒子，分多路通过 烟雾引入管道3引入到模型4的烟雾分流孔4. 1中，通过烟雾分流孔4. 1将烟雾注入流�。� 提供显示流场旋涡结构的介质，在激光器5提供的高强度激光片光的照射下显示空间流场结 构图画，最后由图像记录设备6记录照片；根据实验内容和要求的不同，从烟雾分流孔4. 1 (如 图3所示)注入流场中烟雾量的大小和注入流场的位置可以调整，这种调整可以通过改变模型 4的烟雾分流孔4. 1的分布、烟雾引入管道3的控制阀的开关状态来实现，很好解决了烟雾 注入对流场流动的干扰问题，并可得到好的流场结构照片；(4) 压力监测技术由于模型表面烟雾注入必然会影响到流场的湍流度和模型绕流的分离特 性，进而会影响到模型绕流流场的结构，从而影响模型的气动特性，因此，通过在模型表面设置测压孔，发现了烟雾注入位置、烟雾注入压力以及烟雾注入方式对流场结构的影响特性， 从而保证了该技术的准确性和可信度；该压力监测孔设在模型轴向的某横截面上，如图3所 示，实验过程中在不同烟雾注入压力下测量模型截面压力分布，通过与无烟雾注入时压力分 布特性的比较得到对模型绕流流场影响最小时的烟雾注入压力值，该值可作为流场显示时可 用的烟雾注入压力，图5给出了不同来流风速下最大的可允许注烟压力曲线(压力监测)；图 6显示了不同烟雾注入压力对模型表面压力分布的影响特性，不同的压力分布曲线揭示的流 动物理结构是不同的，当烟雾注入压力大于0. 5bar时压力分布己经严重偏离无烟雾注入时的 状态，此时得到的流场结果是不」下确的；(5) 图像记录系统请参阅图4所示，照明系统采用氩离子连续激光器5发出的光束直径小 于5mm的激光，经柱面镜转换为片光，实现对流场的截面观察；记录系统采用计算机控制的图像记录设备6进行自动拍摄，记录流场结构图画；(6) 流场空间涡系位置定量化确定技术采用位置预校测技术，即先对所研究流场区域进行定量划分，然后采用多次曝光方法实现对涡位空间位置的定量分析，并结合数字分析与处理 技术对照片进行分析得到定量结果。 具体的实施过程如下-<1>.以模型迎风对称面起始为0° ，在模型截面±100°和±120°处沿模型轴向布置烟雾分流孔4. l若干，沿轴向呈两行分布，如图3所示；<2>.将上述两行烟雾分流孔4. 1沿轴向从模型头部到模型尾部，分成三部分，每部分的 烟雾分流孔通过各自的烟雾引入管道3连接到烟雾发生器2,可根据实验要求和目的的不同、开关不同的烟雾发生器以实现烟雾分流孔4. 1是否发出烟雾；<3>.进行关闭烟雾发生器和不同烟雾注入压力下的压力监测，判断烟雾注入压力对流场 结构的影响，从而确定不同实验来流风速下所允许的最大烟雾注入压力(如图5和6所示)， 以确保实验结果的正确；<4>.在上述准备的基础上进行实验，采用空间预校测技术对所观察流场的空间位置进行 定量化测量和校测，并采用计算机控制的图像记录设备6进行拍摄，得到流场图片，结合预 校测得到的空间尺度对实际流场结构进行定量化描述。本实用新型一种高风速烟雾显示方法及其装置，其具体实施方式
再次阐述如下本实用新型一种高风速烟雾显示装置，其显示方法的步骤如下 步骤一装置的制作和准备(l)烟雾粒子发生采用无毒、可食用的橄榄油或大豆油等植物油作为烟雾发生剂，烟 雾粒子的直径在2 5//m ，满足流场显示的跟随性等物性要求；(2)烟雾发生器(图2):该烟雾发生器为选购部件，主要由调压阀、喷雾器、压縮空 气毛细管、烟雾剂出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体等组成；G)烟雾分流孔4.1 (图3):在模型背风侧IOO。和120°位置处，从距头部尖顶50mm 处开始每隔12.5mm设置一个发烟截面，共76个出烟截面，前23个截面设置四个 出烟孔，后53个截面只设置两个出烟孔，共198个出烟孔，出烟孔内径为lmm; 76 个出烟截面可分成多组，每组由一个烟雾发生器供烟；(4) 烟雾注入装置(图4):空气压縮机1输出最高压力为5xlOSpa的压缩空气，供给 烟雾发生器2，烟雾发生器2发出直径2 5,冊的烟雾粒子，分别通过烟雾引入管 道3引入到模型4的烟雾分流孔4.1中，通过烟雾分流孔4.1将烟雾注入流�。峁� 显示流场旋涡结构的介质，通过改变烟雾分流孔4.1的分布、烟雾引入管道3的控 制阀的开关状态对注入流场中烟雾量的大小和注入流场的位置进行控制；(5) 流场记录装置(图4):在激光器5提供的高强度激光片光的照射下显示空间流场 结构图画，并由图像记录设备6记录流场图画；步骤二流场显示烟雾注入及显示(图3):将橄榄油或大豆油等植物油放入烟雾发生器2中，把空气压缩机1输出的压缩空气引入烟雾发生器2对植物油进行雾化，并通过 压縮空气把雾化后的直径2 5/^的烟雾粒子通过烟雾引入管道3引入到模型4的 烟雾分流孔4. 1中，通过烟雾分流孔4. 1将烟雾注入流场，提供显示流场旋涡结构 的介质；步骤三压力监测通过在模型表面设置测压孔，监测烟雾注入位置、烟雾注入压力以及烟 雾注入方式对流场结构的影响特性，从而保证了该技术的准确性和可信度；该压力 监测孔设在模型轴向的某横截面上，如图4所示，实验过程中在不同烟雾注入压力 下测量模型截面压力分布，通过与无烟雾注入时压力分布特性的比较得到对模型绕 流流场影响最小时的烟雾注入压力值，该值可作为流场显示时可用的烟雾注入压力； 图6给出了不同来流风速下最大的可允许注烟压力曲线(压力监测)；步骤四流场记录采用氩离子连续激光器5发出的光束直径小于5mm的激光，经柱面镜转 换为片光，实现对流场的截面观察；采用计算机控制的图像记录设备6进行自动拍 摄，记录流场结构图画；步骤五流场定量化采用位置预校测技术，即先对所研究流场区域进行定量划分，然后采 用多次曝光方法实现对涡位空间位置的定量分析，并结合数字分析与处理技术对照 片进行分析得到定量结果，便于进行流场流谱与气动力(压力)测量结果的相关分 析，并可定量给出飞行器绕流流场的空间结构，从而实现了流场与气动力同一雷诺数下的相关分析。
本实用新型-"种高风速烟雾显示装置，它包括有 A:烟雾注入装置主要由空气压縮机l、烟雾发生器2、烟雾引入管道3、模型4、烟雾分流 孔4. 1 、激光器5和图像记录设备6组成，如图4所示。
(a) 空气压縮机l:为选购部件，提供5xl()Spa的压縮空气；
(b) 烟雾发生器(图2):为选购部件，主要由调压阀、喷雾器、压縮空气毛细管、烟雾剂 出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体等组成。将橄榄油或大豆油等植物油放入烟雾发生 器2中，把空气压縮机1输出的压缩空气引入烟雾发生器2对植物油进行雾化，并通 过压缩空气把雾化后直径2 5//w的烟雾粒子从烟雾发生器2的出口喷出；导入烟雾 引入管道3中；
(c) 烟雾引入管道3 (图4):选购直径50 的塑料软管制作，用做烟雾导流管，将烟雾 发生器2发出的烟雾引入到模型4的烟雾分流孔4. 1中；
(d) 模型表面烟雾分流孔4. 1 (图4):在模型背风侧100°和120°位置处，从距头部尖 顶50mm处开始每隔12. 5mm设置一个发烟截面，共76个出烟截面，前23个截面设置 四个出烟孔，后53个截面只设置两个出烟孔，共198个出烟孔，出烟孔内径为]mni; 76个出烟截面可分成多组，每组由一个烟雾发生器供烟。烟雾经烟雾引入管道3引入 到模型4的烟雾分流孔4. 1中，然后通过烟雾分流孔4. 1将,烟雾注入流�。峁┫允� 流场旋涡结构的介质，通过改变烟雾分流孔4.1的分布、烟雾引入管道的控制阀的开 关状态对注入流场中烟雾量的大小和注入流场的位置进行控制；
B:流场记录装置首先，氩离子连续激光器5发出光束直径小于5mm的激光，经柱面镜转换 为片光，对显示流场提供高强度的照射，然后采用计算机控制的图像记录设备6进行自动 拍摄，记录流场结构图画。
1权利要求1.一种高风速烟雾显示装置，它包括有烟雾注入装置和流场记录装置；该烟雾注入装置是由空气压缩机、烟雾发生器、烟雾引入管道、模型、烟雾分流孔、激光器和图像记录设备组成；其特征在于该烟雾发生器是由调压阀、喷雾器、压缩空气毛细管、烟雾剂出口毛细管、安全阀及烟雾剂腔体组成；该烟雾引入管道的直径为50mm；该模型表面烟雾分流孔的形状、构造情况是在模型背风侧100°和120°位置处，从距头部尖顶50mm处开始每隔12.5mm设置一个发烟截面，共76个出烟截面，前23个截面设置四个出烟孔，后53个截面只设置两个出烟孔，共198个出烟孔，出烟孔内径为1mm；76个出烟截面可分成多组，每组由一个烟雾发生器供烟。
专利摘要一种高风速烟雾显示装置，该装置包括有A烟雾注入装置由空气压缩机、烟雾发生器、烟雾引入管道、模型、烟雾分流孔、激光器和图像记录设备组成；B流场记录装置首先，氩离子连续激光器发出光束直径小于5mm的激光，经柱面镜转换为片光，对显示流场提供高强度的照射，然后采用计算机控制的图像记录设备进行自动拍摄，记录流场结构图画。它采用先进的高风速下的烟雾注入、显示、记录以及定量化技术，使烟雾显示实验风速达到60m/s或更高，并可持续显示，为细长旋成体和飞行器大迎角复杂绕流及其Red数效应研究提供了必要的技术手段。
文档编号G01M9/00GK201382848SQ200820123718
公开日2010年1月13日 申请日期2008年11月12日 优先权日2008年11月12日
发明者岩 李, 楠 柏, 王延奎, 超 董, 邓学蓥, 马宝锋 申请人:北京航空航天大学
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