2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究

大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。     

跨声速风洞槽壁干扰评估与修正技术的应用

目前先进跨声速风洞试验段多采用槽壁形式,而国内对槽壁干扰的认识较少,尚未进行过槽壁干扰的评估和修正工作。本文基于理想槽壁均匀边界条件和经典方法,利用先进构型民机标模对槽壁干扰特性进行了评估和修正,在验证方法准度的基础上,对比分析了国内2.4 m跨声速风洞和欧洲跨声速风洞（ETW）槽壁干扰的差异和规律。结果表明,修正后的试验数据与ETW参考数据吻合较好,修正量、干扰因子与ETW评估结果一致。与传统孔壁试验修正方法相比,本文方法原理清晰,计算简便、快速,可方便应用于其他类似槽壁风洞中,可作为壁压信息法的辅助手段以提高国内试验数据质量,并为国内先进跨声速风洞的设计和调试提供借鉴。     

跨声速流场扰动模态与湍流度精细测量

开展了跨声速风洞可压流场扰动模态与湍流度精细测量研究，以满足高速飞行器的低湍流试验需求。基于变热线过热比测量方法，在理论上推导了跨声速流场扰动的一般模态和3种特殊模态特征方程（涡模态、熵模态和声模态），以及扰动模态对应的特征曲线，以此为基础，通过试验获得了流场一般模态、涡模态、声模态扰动图和较高精度的湍流度值，通过扰动图频域分析了马赫数1.50的流场声模态扰动机理，建立了一种跨声速可压流场扰动模态分析与低湍流度测量方法。在新型连续式跨声速风洞完成马赫数0.20～1.50流场测量试验，测得湍流度为0.037%～0.197%，数据非线性拟合优度为0.943～0.995，蒙特卡洛模拟不确定度为0.000 2%～0.004 1%。研究结果证明了所建立的可压流场扰动模态与低湍流度测量方法的有效性，对高性能跨声速风洞的流场评估、优化和飞行器低湍流试验有实际意义。     

2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测

介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果。结果表明：该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30～1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验。槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用。     

大型连续式跨声速风洞热交换器概述

随着大飞机项目的启动,大型连续式跨声速风洞在国内的设计与建设已处于十分重要的时期,而作为其关键部段之一的热交换器一直是风洞设计人员关注的焦点。首先对热交换器在大型连续式跨声速风洞中的作用进行了阐述,然后介绍了国外几座典型的大型连续式跨声速风洞应用热交换器的情况,综合比较了两种热交换器的内部结构特征与性能优势,分析了热交换器在连续式跨声速风洞回路中的几种可能布局,总结出一种最优方案。最后,就国内大型连续式跨声速风洞热交换器的设计提出了几点参考意见。     

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场品质是气动力试验主要误差的决定因素,常规高超声速风洞流场均匀性虽然满足国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞流场品质的要求,但其风洞流场严格意义上说是“非均匀”的,这种流场非均匀性会对模型气动力特性存在不同程度的影响。为此,在CARDC常规高超声速风洞中开展了某升力体模型和某通气模型“多位置试验”,验证了风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于国内现有的在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”。     

2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究

针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建立了大型跨声速风洞模型设计新准则。研究结果表明:所提出和制定的方案是科学合理的,为我国大飞机研制提供了可靠的技术支撑。     

2.4m跨声速风洞流场性能调试研究

介绍了2.4m跨声速风洞性能调试研究结果,并作了简要分析.研究结果表明,该风洞流场品质全面达到国军标指标,部分达到当今世界先进水平.该研究首次在国内四壁均为斜孔壁的大型跨声速风洞中解决了优化开闭比、加速区分布形式以及特大驻室M数参考点位置确定等一系列技术问题,表明我国大型跨声速风洞流场性能调试研究取得新进展.     

2．4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析

成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度，必须精细地分配误差。为获得满足工程需要的高精度测力试验数据，给出一种基于计算机符号运算的子程序，完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算。最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析，给出了某运输机在2．4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0．6m×0．6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。     

An active damping vibration control system for wind tunnel models

In wind tunnels, long cantilever sting support systems with low structural damping encounter flow separation and turbulence during wind tunnel tests, which results in destructive low-frequency and big-amplitude resonance, leading to data quality degradation and test envelope limitation. To ensure planed test envelope and obtain high-quality data, an active damping vibration control system independent of balance signal based on stackable piezoelectric actuators and velocity feedback using accelerometer, is proposed to improve the support stability and wind tunnel testing safety in transonic wind tunnel. Meanwhile, a design of powerful sting-root embedded active damping device is given and an active vibration control method is presented based on the mechanism analysis of aircraft model vibration. Furthermore, a self-adaptive fuzzy Proportion Differentiation(PD) control model is proposed to realize control parameters adjustment automatically for various testing conditions. Besides, verification tests are performed in laboratory and a continuous transonic wind tunnel. Experimental results indicate that the aircraft model does not vibrate obviously from -4° to 11° at Ma = 0.6, the number of useable angle-of-attack has increased by 7° at Ma = 0.6 and 5° at Ma = 0.7 respectively, satisfying the requirements of practical wind tunnel tests.     

Measurement and assessment of wind tunnel flow quality

For decades, wind tunnel testing has been conducted in test section environments that have not been adequately or consistently documented. Since wind tunnel flow quality can adversely affect test results, accurate and consistent flow quality measurements are required, along with an understanding of the sources, characteristics, and management of flow turbulence. This paper will review turbulence measurement techniques and data obtained in subsonic, transonic, and supersonic test facilities as they relate to the determination and assessment of wind tunnel flow quality. The principles and practical application of instrumentation used in the measurement and characterization of wind tunnel turbulence will be described. Techniques used for the identification of the sources of wind tunnel disturbances, and the performance of turbulence suppression devices will be outlined. These test techniques will be illustrated with extensive measurements obtained in a number of test facilities. The measurements will provide comprehensive turbulence data that are vital to the assessment and management of flow quality. Procedures designed to assess the potential influence of adverse flow quality on wind tunnel model test performance will also be discussed.     

飞机全动平尾颤振特性风洞试验

高机动飞机全动平尾颤振设计的重要手段就是颤振模型风洞试验。针对一个飞机的全动平尾,采用了单独平尾和中央固支的后机身-平尾组合体两种方案的低速颤振风洞试验,研究平尾的基本颤振耦合机理以及后机身垂尾气动力干扰的影响。然后采用半模跨声速颤振风洞试验研究马赫数对颤振特性的影响和机翼干扰对平尾颤振边界的影响。介绍了低、高速颤振模型的设计和风洞试验的结果,并综合形成了完整的平尾颤振特性规律,尤其在跨声速颤振风洞试验中,使用不同超重系数的颤振模型,研究了质量参数对颤振边界的影响规律。风洞试验结果显示,全动平尾颤振特性研究必须考虑后机身的弹性支持,并且需要使用不同的模型方案考虑机身、机翼和垂尾的气动力干扰,跨声速风洞模型需要考虑超重系数的影响。该研究获得了全动平尾颤振特性的一般规律,可作为相关飞行器设计的参考。     

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

复合材料超临界机翼跨音速颤振实验与数值计算研究

颤振课题是飞机设计过程中常常遇到的一个关键技术问题。以支线客机ARJ21超临界机翼颤振特性研究为背景,在俄罗斯TsAGI的T-106风洞中完成了该复合材料机翼跨音速颤振实验,基于N-S方程和无限插值方法（TFI）生成三维贴体运动网格对超临界机翼跨音速颤振进行了并行计算。结果表明：复合材料的超临界机翼在跨音速区域具有跨音速颤振＂凹坑＂现象;与风洞实验结果相比,有较好的一致性,为使用超临界机翼的运输类飞机跨音速颤振特性预计提供了一定的参考。     

跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好。     

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2．4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。     

Experience in the use of computational aerodynamics to predict store release characteristics

In the early days, store separation tests were conducted in a hit or miss fashion—the stores would be dropped from the aircraft at gradually increasing speeds until the store came close to or sometimes actually hit the aircraft. In some cases, this led to loss of the aircraft, and made some test pilots reluctant to participate in store separation flight test programs.During the 1960's, the Captive Trajectory System (CTS) method for store separation wind tunnel testing was developed. The CTS provided a considerable improvement over the hit or miss method, and became widely used in aircraft/store integration programs prior to flight-testing. However, since fairly small-scale models had to be used in the wind tunnel tests, in many cases the wind tunnel predictions did not match the flight test results. No mechanism was then in place to resolve the wind tunnel/flight test discrepancies.During this same time frame Computational Fluid Dynamics (CFD) had finally matured to the point of providing a trajectory solution for a store in an aircraft flowfield. However, since the computational tools were necessarily (due to computer resource limitations) limited to linear techniques, and since most store separation problems occur at transonic speeds, these tools had limited application.Recent advances in computer resources have greatly improved the capability of CFD to predict store release characteristics. Instead of using linear or approximate schemes, time dependent Euler and Navier Stokes trajectories could be computed in a reasonable time frame.Three international CFD Challenges, held during the last decade of the 20th century, have shown that CFD can not only match wind tunnel test data, but also predict flight test trajectories for complex stores at transonic speeds. It appears that CFD has matured to the point that it can be usefully integrated into aircraft/store compatibility programs.