半柔壁喷管型面设计与校准方法研究

半柔壁喷管是跨超声速风洞柔壁喷管的一种类型,由喉道块、可变型面的柔板及出口端板等部分构成。半柔壁喷管具有长度短、支撑机构数量少、建设成本低、系统可靠性高、运行维护成本低等优点。鉴于半柔壁喷管的各项优点,航空工业气动院的0.6 m连续式跨声速风洞和2.4 m连续式跨声速风洞均采用半柔壁喷管。本文以0.6 m风洞的半柔壁喷管为例,详细介绍航空工业气动院的半柔壁喷管型面设计方法,主要内容包括曲率连续的喷管无黏型面设计方法、曲率连续的附面层位移厚度计算方法、喷管型面的迭代设计方法、半柔壁喷管设计方法和喉道块上游型线设计方法。本文提出了一种根据计算流体动力学（Computational fluid dynamics, CFD）和流场校测结果调节附面层位移厚度的喷管型面校准方法,有效地提高了喷管型面出口马赫数的精准度。半柔壁喷管流场校测结果表明,半柔壁喷管菱形区的马赫数偏差小,流场均匀性良好,达到国军标先进水平。     

2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术.喷管总长18m,具有马赫数1.5~4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型.该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正.该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正.调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的.     

半柔壁喷管机构动力学仿真技术研究

基于刚柔耦合动力学仿真软件ADAMS,设计了半柔壁喷管的机构动力学仿真流程.在此基础上,针对柔性壁板的大挠度变形以及螺钉联接接触等非线性问题,综合分段线性化、等效刚度等处理方法,建立了半柔壁喷管机构动力学仿真模型.经与NASTRAN软件非线性有限元计算以及柔壁力学试验等结果比较,表明该半柔壁喷管机构动力学仿真模型具有较高的合理性和正确性.最后,检查了柔壁型面与气动型面之间的吻合度,并且分析了推杆驱动位移对试验段静压的影响关系.     

挠性壁喷管撑杆单位影响曲线相关性研究及其在2m×2m超声速风洞中的应用

对挠性壁喷管撑杆单位影响曲线的相关性进行了研究,提出了一种通过已知单位影响曲线计算同一马赫数相邻撑杆及相邻马赫数同一撑杆单位影响曲线的方法,结合实验影响法成功用于2m×2m超声速风洞二元挠性壁喷管的型面优化,有效提升了第一菱形区核心流速度场均匀性,大大提高了调试效率,降低了调试能耗,缩短了调试周期.该方法对类似喷管型面优化具有借鉴意义.     

一种特殊情形下风洞M≥1跨声速均匀流场的建立

在中国空气动力研究与发展中心高速所FL 24(1.2m×1.2m)跨超声速风洞中,通过采用减小风洞柔壁喷管喉道截面积的方法,成功地在风洞超扩段内装有大堵塞度六自由度机构情形下建立了均匀M≥1跨声速流场。流场校测结果表明,所获得的跨声速流场均匀性指标能满足试验要求,较为成功地解决了FL 24风洞进行跨声速CTS试验的问题,具有实际应用价值。     

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1.6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

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。     

一种小长高比组合发动机喷管气动设计及性能分析

在强几何约束条件下，对一种Ma=0~6.0的小长高比组合发动机喷管气动设计开展了初步研究。采用特征线法设计程序开展了喷管型线设计，并对设计点马赫数选取、三维侧向膨胀角、喷管双通道相对位置对喷管气动性能的影响开展了研究，给出了兼顾空间有效利用与喷管气动性能的喷管气动设计方案。数值模拟结果显示:降低设计点马赫数可以改善组合发动机喷管在低马赫数飞行时的性能，避免喷管出现严重过膨胀；喷管保持出口高度不变时，随着侧向膨胀角的増大，其高马赫数气动性能较优，而低马赫数气动性能下降严重。涡轮/冲压发动机喷管出口相对位置对并联布局组合发动机喷管转级点气动性能影响较大，且存在一个最佳位置布局，使得转级点达到最优的推力性能。获得的组合发动机喷管在设计马赫数下的推力系数约为0.920，模态转换过程流场平稳过渡，推力系数不低于0.918。     

宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术

随着高马赫数飞行器研制需求的增加，急需脉冲型风洞运行范围向中低马赫数段扩展，特别是需要具有跨马赫数运行能力。以路德维希管原理运行的管风洞试验设备，由于建设及使用成本较低、参数调节方便、流场品质高等优点，已在亚/跨/超声速及高超声速领域得到了发展和应用，体现出了宽马赫数的应用潜力。本文分析了宽马赫数脉冲型风洞发展现状，重点介绍了路德维希管风洞及其在宽马赫数应用中急需解决的关键技术，包括宽马赫数喷管设计技术、高温管外加热技术以及高温高压隔离技术。     

高超声速风洞气动布局设计

在分析国内外高超声速风洞发展现状的基础上,根据南京航空航天大学高超声速风洞(Nanjing Universityof Aeronautics & Astronautics Hypersonic Wind Tunnel,NHW)总体技术指标和要求,对该风洞气动布局设计方案和备部件的气动设计进行了研究.风洞气动布局设计点为马赫数5和8、设计总压为1 Mpa、总温685 K;风洞驱动方式采用高压下吹-真空吸气式方案,运行时间大于10 s、高压气源容积为32 m3、真空容积为650 m3;风洞加热方式采用金属板蓄热式加热器方案;风洞试验马赫数获取方式采用φ0.5 m口径的马赫数5,6,7和8的型面喷管方案.     

0.6m连续式跨声速风洞总体性能

中国空气动力研究与发展中心（CARDC）0.6m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，设计方案采用了宽工况压缩机及其与风洞一体化设计、半柔壁喷管、低噪声跨声速试验段、指片再入调节片式主流引射缝、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。通过风洞总体性能调试，获取了风洞安全运行边界及总体性能，得到了风洞各关键部段性能参数。调试结果表明，风洞总体和各部段性能均达到预期设计技术要求；压缩机、换热器和各辅助系统设备运行性能良好；实现稳定段总压运行范围15~250kPa，总压控制精度优于0.2%；实现试验段Ma运行范围为0.144~1.640，马赫数控制精度优于0.002；轴向马赫数分布均方根偏差优于设计指标（Ma ≤ 1.0时，σ_Ma < 0.002，1.0 < Ma ≤ 1.6时，σ_Ma < 0.008）的要求；当试验Ma ≥ 0.5时，试验段核心气流脉动压力系数ΔC_p < 0.8%。调试结果验证了0.6m连续式跨声速风洞设计方案的可行性，为我国大型连续式跨声速风洞研制提供参考。     

超声速/高超声速风洞试验段结构形式对流场性能的影响研究

通过求解轴对称 N-S 方程,对Φ1 m 高超声速风洞马赫数3和6状态下的流场进行了模拟,计算结果与试验数据基本一致,验证了所用数值方法的可信性。在此基础上,对比研究了马赫数3和6状态下采用闭口等直圆截面和开口自由射流两种试验段结构形式的超声速/高超声速风洞在起动条件下的稳态流场性能。结果表明:采用闭口等直圆截面试验段和开口自由射流试验段的流场均匀区内速度场性能指标均满足相关标准要求;马赫数3喷管采用闭口试验段时,沿风洞轴向-300mm~900mm 截面范围内的流场均匀区直径均保持在Φ882mm 以上,均匀区面积较开口试验段增加了约31.57%;马赫数6喷管采用闭口试验段时,均匀区面积比开口试验段仅增加了约8.24%,流场品质略为提高。超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加明显;但在高超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加比较有限。     

椭圆喷管设计与数值模拟

提出了一种椭圆喷管的设计思路,并对椭圆喷管流场与矩形喷管流场进行了对比分析。通过数值计算表明,在相同的驻室参数、相同的长度和出口面积条件下,椭圆喷管出口马赫数略高于矩形喷管。湍流和高温真实气体效应均降低了喷管的有效面积比,改变了喷管流场的膨胀波系,通过选择合适的喷管出口位置可以获得较好的试验均匀区。椭圆喷管作为高超声速风洞特种试验装置,可以有效利用加热器的能量,提高设备的参数模拟能力,可适用于大尺寸扁平状前缘、舵、翼等模型的防热试验和大宽高比的冲压发动机试验研究。     

结冰风洞环境对喷嘴雾化特性的影响初步研究

喷雾系统是结冰风洞中进行云雾参数模拟的核心设备,其雾化喷嘴的性能直接影响结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。结冰风洞运行过程中的压力、温度、风速以及雾化水滴的温度、初始粒径等均会对进入试验段的云雾参数的最终状态产生影响。在0.3m×0.2m 结冰风洞和喷嘴低压试验台上,针对不同风洞运行环境对喷嘴雾化性能的影响进行研究,测量了风洞运行的压力、气流速度、雾化水滴的温度、初始粒径等对粒子蒸发速率及喷嘴性能包线的影响。研究结果表明:风洞的气流环境对云雾粒子的 MVD值影响较大;风洞的气流速度及粒子的初始温度越高,云雾粒子的雷诺数越大,其蒸发速率越大;环境压力对喷嘴的粒径和包络线影响较大,随着环境压力的降低,喷嘴的流量-粒径包络线整体收窄,但对喷嘴的流量影响不大。     

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。     

基于轴线马赫数分布的喷管扩张段无粘型面设计

针对高超声速风洞轴对称喷管设计问题，开展了喷管扩张段无粘型面设计研究。介绍了基于预设轴线马赫数分布的直接设计方法，改进了基于面积比的轴线马赫数分布预设方法，提出了一种方便多点控制的轴线特征点分布方法。对设计喷管流场进行特征线网三角化，与数值模拟结果进行比较，并分析了影响喷管无粘型面的设计因素。表明:改进的面积比方法可以保证轴线马赫数分布预设的合理性；轴线马赫数分布、轴线上特征点分布和边界特征点数明显影响喷管无粘型面。     

航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统.详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果.风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0～8.0;总压范围0.1～8.0 M...     

高超声速风洞现代试验设计方法研究

现代试验设计（Modern Design of Experiments,MDOE）方法是提升风洞试验效率的一种重要技术途径。基于拉丁超立方的现代试验设计方法尽管理论效率很高,但其设计的随机采样点在与风洞模型姿态自动控制系统配合时,实际效率会显著下降。根据现有风洞试验设备控制系统走刀特点,针对多变量风洞试验设计需求,提出一种基于分层拉丁超立方的现代风洞试验设计方法,并将其应用于马赫数6的风洞模型的二变量试验和三变量试验设计。在满足精度的情况下,将MDOE方法与传统试验设计（One Factor at A Time,OFAT）方法进行对比,结果表明:二变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法20%左右的样本量;三变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法30%左右的样本量。与经典拉丁超立方试验设计方法相比,本文所发展的分层拉丁超立方试验设计方法结合现有风洞试验设备,可有效减少试验车次,提高试验效率,缩短试验周期。