跨音速风洞变开闭比斜孔壁的初步研究

为了减轻跨音速风洞试验的洞壁干扰,改善跨音速风洞的流场品质,自行设计并研制了一套可连续调节开闭比的60°斜孔壁。开闭比变化范围为0～9.2％,在一个600mm×600mm的跨超音速风洞中使用这种变开闭比斜孔壁后,流场品质得到了改善。本文介绍这种变开闭比壁板的概况和M=0.6～1.2范围内的初步试验结果.     

跨音速风洞的噪声机理

本文首先对跨音速风洞的噪声机理作了简单的综合介绍。作为实例,较详细地分析了“NH-1”风洞试验段的声学环境。从大量试验数据得知:跨音速试验段的斜孔壁板的噪声值高于直孔壁板的噪声值达十分贝;跨音速壁板的结构参数(δ和ΔH)对声学环境有一定影响,而壁板的开闭比参数(K)对声学环境的影响则甚大。 本文最后介绍一些降低噪声的方法,这是很重要的,因为过高噪声级的声学环境是不宜作动态试验的。     

利用M1.4喷管和开孔壁试验段实现低超声速流场实验研究

在FL-26y风洞中利用M1.4喷管和开孔壁试验段进行了实现低超声速流场的实验研究工作.通过实验研究验证了利用M1.4喷管在开孔壁试验段上建立起的低超声速流场的流场品质能够满足国军标合格指标的要求.实验还考察了不同稳定段总压、驻室抽气量等开车参数以及不同试验段扩开角、主流引射缝开度和开孔壁开孔率等洞体条件对流场的影响,为2.4m×2.4m跨声速风洞增设M1.4喷管,拓展该风洞试验马赫数的范围,使其具备M1.4的低超声速试验能力提供了技术支持,同时也为该风洞在下一阶段正式开展M1.4流场调试提供了可供参考的调试参数.     

跨声速风洞专用开孔壁试验段实验研究

为满足型号试验需求，2.4 m×2.4 m跨声速风洞需在不改变现有洞体结构和安装条件下新研制一个截面尺寸为3 m×1.92 m（宽×高）的专用开孔壁试验段。为了降低技术风险和投资风险，以0.24 m×0.20 m跨声速风洞（2.4 m×2.4 m跨声速风洞的引导风洞）为实验平台，采用变截面气动设计方案新设计、加工了一个专用开孔壁试验段实验件，并开展了预先性实验研究工作。通过实验研究验证了专用开孔壁试验段气动设计方案可行，且试验段模型区内流场达到设计指标要求。实验还考察了壁板扩开角、主流引射缝开度、开孔率分布等参数对流场均匀性的影响，研究结果表明:在扩开角0.3°、引射缝开度12 mm、加速区采用递增方式开孔时，专用开孔壁试验段的流场能够满足马赫数均方根偏差σ_M≤0.01（0.4≤Ma＜1.0）、σ_M≤0.02（1.0≤Ma≤1.2、1.4）设计指标要求，并且在Ma≤1.0时，σ_M达到了国军标合格指标要求。研究工作为2.4 m×2.4 m跨声速风洞专用开孔壁试验段设计提供了技术支持，也为该风洞下一阶段调试和流场校测提供了可供参考的调试参数。     

NACA0012翼型跨音速测压实验研究

本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。     

跨音速非定常测压实验技术

本文描述了在 FL-1风洞中,对 NACA0012翼型进行的非定常跨音速压力测量实验。实验目的是研究在跨音速风洞中二元机翼非定常压力测量的实验技术问题,包括实验装置的设计、数据采集和处理等。并初步研究了 M 数、攻角、振幅和频率等参数对非定常压力分布的影响。     

跨音速风洞的声学扰动述评

本文回顾了跨音速风洞的声学扰动,并对抑制其声学扰动的方法作了评述。实验结果表明,NH—1跨音速风洞的直孔壁的声压级低于斜孔壁的声压级。通过抑制声学扰动的不同方法的比较表明,加网的方法优于加插片的方法。     

0.6 m连续式跨声速风洞流场品质改进试验研究

中国空气动力研究与发展中心(China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC)0.6 m连续式跨声速风洞是一座采用干燥空气作为试验介质的变密度回流式风洞。本文在前期风洞总体性能调试的基础上,通过风洞试验段不同壁板(槽壁/孔壁)型式及设计参数优化、压缩机尾罩和拐角段等洞体回路部段降噪、壁板扩开角和主流引射缝等机构调节、半柔壁喷管和二喉道以及驻室抽气系统控制等措施,对风洞流场品质进行改进,取得了突出进步。主要研究成果包括:总压控制精度优于0.1%;试验段马赫数控制精度优于0.001;跨超声速试验段气流压力脉动系数ΔC_p≤0.8%;平均气流偏角优于0.1°;稳定段出口气流湍流度ε≤1.5%;试验马赫数分布均匀性和标模试验数据精度等指标均达到国际先进水平。该流场品质调试研究充分验证了连续式跨声速风洞实现更高流场品质的可行性,为中国大型连续式跨声速风洞方案设计及国际先进流场品质保证提供了参考。     

M=1.6～2.6单支点半柔壁喷管的超音速进气道风洞的设计与调试

本文介绍一个单支点半柔壁喷管的超音速进气道风洞。喷管出口的尺寸是160毫米×160毫米,试验M数范围为1.6～2.6,攻角变化范围为15°(单向)。介绍了供气系统、风洞装置及各系统的设计,还介绍了风洞的调试工作及调试结果。流场校测的结果为:M数偏差(ΔM/M_0)≤±1.5％,M数的均方根偏差小于1％,满足进气道模型试验的要求。     

1.2m跨超声速风洞超扩段栅指控制系统

对 1 .2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统作了较为详细的介绍 ,包括硬件系统的设计、硬件配置、功能选择和软件设计 ,以及本系统与风洞总压控制系统的连接和通讯 ,最后给出了 1 .2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统的调试结果     

用激波-边界层被动控制降低运载火箭的脉动压力

一个箭头模型的跨声速风洞实验表明,用激波-边界层被动控制来降低运载火箭头部的脉动压力能获得明显的效果,自由流 M 数为0.87～0.88时,可使脉动压力系数△C_p%的最大值下降50～60%。实验得出了激波下方开孔表面的开孔率变化对脉动压力系数的影响规律:随着开孔率的加大,起初脉动压力系数的下降十分明显,后来△C_p%趋近一个极限值。结果还表明,在激波前采用45°前倾斜孔,在激波后采用直孔的开孔分布比全部采用直孔分布能获得更好的降低脉动压力的效果。所拍摄的纹影照片清楚地显示了采用激波-边界层被动控制后模型表面激波状态的变化。     

有翼航天飞行器高速动态气动特性试验研究

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验。在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响。结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显。     

FL-7风洞M数的模糊控制方法

FL 7风洞是以三台航空发动机为动力的跨音速风洞 ,通过调节发动机转速、柔壁及旁路活门开度来实现对M数的控制。影响M数的因素较多 ,很难建立精确的数学模型 ,为了提高M数控制速度和精度 ,在新改造的FL 7风洞测控系统中 ,采用了模糊控制、自学习等控制策略 ,取得了良好的效果。笔者对控制方法和控制规则作了介绍。     

空速管的型式和机头空速管的位差估算

本文根据NH—1风洞及国外的实验资料简要地介绍有利的空速管型式,提出机头空速管的位差估算方法,并同NH—1风洞实验结果进行了比较和讨论。     

0.6m连续式跨声速风洞总压控制策略设计

总压作为连续式风洞控制系统关键指标之一，其控制精度及快速性对提高风洞试验效率、降低能耗具有重要意义。0.6m风洞为国内首座具备负压试验能力的连续式跨声速风洞，其试验工况多，压力范围广，针对该风洞压力特性，设计了总压控制策略，根据不同的压力工况确定不同的阀门组合控制方式；同时针对模糊PID对连续式跨声速风洞宽压力范围、多调节工况下压力控制适应性较差的问题，提出分段变参数加模糊PID相结合的控制算法，即先根据目标总压确定不同分段区间下基本合理的基准P、I参数，再结合模糊控制算法对基准参数进行修正。风洞调试结果表明，总压控制精度优于0.1%，控制策略能够有效满足不同工况的控制要求。     

2.4m风洞M数和稳定段总压控制策略研究

我国自行研制成功的 2 .4m风洞现已投入使用。该风洞控制系统与国内现有风洞相比 ,控制执行系统多而复杂。该风洞成功地采用了所有试验工况M数与稳定段总压同时控制的运行方式。针对被控对象的复杂性 ,分别对神经网络控制、模型跟随自适应控制、自校正控制、智能控制及智能学习控制在该风洞上应用的可行性进行了分析。最后给出了一种智能控制策略 ,调试结果说明该风洞采用的这种控制策略是成功的     

变密度平面叶栅风洞的设计与实现

为满足先进涡扇发动机对变雷诺数平面叶栅试验的需求,设计了亚/跨/超声速来流高效变换、雷诺数和马赫数独立调节、压气机和涡轮平面叶栅试验为一体、换热与冷却试验能力兼具的变密度平面叶栅风洞,提出了风洞的总体设计方案。文章详细介绍了风洞引射器、半柔壁喷管及试验舱等部件设计问题,分析了流场调试及典型叶栅试验结果。调试结果表明:采用的部件设计技术实现了变密度平面叶栅风洞的主要功能,试验雷诺数可低至3.1×105 m–1,具备开展低雷诺数平面叶栅试验的能力。风洞流场调试结果满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》（GJB 1179A—2012）,为研究亚/跨/超声速压气机和涡轮叶栅低雷诺数流动问题提供了重要试验平台。     

在高速风洞中使用荧光压力传感器技术对飞机模型压力场的实验研究

介绍了国内首次在高速风洞中使用荧光压力传感器 (LPS)技术对飞机模型机翼表面压力场测量的初步结果。简述了LPS技术的应用原理、实验设备、实验方法和数据处理方法。为了分析比较 ,在用LPS技术测压的同时也用常规压力孔测压方法进行了机翼表面压力测量 ,并对二种测量方法得到的结果进行了简单分析。实验马赫数M =0 .4～ 1 .5 ,攻角α=0°～ 1 8°。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象,构建简化的仿真模型,模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动,研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型,为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型,研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型,并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法,为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考,为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象，构建简化的仿真模型，模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动，研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型，为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型，研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型，并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法，为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考，为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。