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.     

CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试

中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器 ,利用现有中压气源驱动 ,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸 2 .4m×2 .4m ,M =0 .3～ 1 .2。稳定段最高工作压力为 0 .45MPa ,最高模型试验雷诺数Rec=1 5× 1 0 6(M =0 .90 ,C =0 .2 4m) ,稳定吹风时间≥ 1 5s。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术 ,实现总压和M数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计 ,在国内跨声速风洞中均是首次采用。     

南航Φ0.5m高超声速风洞流场校测

南航NHW Φ0.5m高超声速风洞试验马赫数为5、6、7和8,建成后对风洞流场进行了速度场校测和AGARD-HB-2标模测力试验.介绍了M5和M8喷管速度场校测和标模试验.结果表明:风洞均匀区范围可达336mm;截面内最大马赫数偏差,M5喷管流场|ΔMa_j|_(max)/aj=0.006,M8喷管流场|ΔMa_j|_(max)/a_j=0.007;截面标准差,M5喷管流场σMa_j/|ΔMa_j|_(max)=0.378,M8喷管流场σMa_j/|ΔMa_j|_(max)=0.484.上述各项条件均满足GJB4399-2002对风洞速度场的要求.经过对比,NHW风洞的标模测力结果与国内风洞试验数据吻合较好且全部在AGARD-HB-2数据带内,这证明了该风洞试验数据的准确性.流场校测和标模试验的结果证明了该风洞满足设计指标.     

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。     

布撒器气动特性分析

为了确定布撒器的气动特性 ,在中国空气动力研究与发展中心高速所 0 .6m× 0 .6m风洞中进行了 1 :7缩比模型常规测力试验。实验结果表明 :在实验攻角下 ,布撒器横向稳定 ;在小攻角下布撒器呈方向静安定 ;如果俯仰舵偏为可用偏转角度的一半 ,布撒器纵向最大配平攻角约为 4°～ 6°之间 ;如果采用全部舵偏 ,布撒器在所有实验攻角下均可配平。     

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°。     

粒子图像测速技术在马赫数4.O流场测试中的应用

介绍了上海交通大学多马赫数高速风洞中应用PIV测试技术开展马赫数4.0流场测试的情况.为满足超声速流场高速瞬时的测试要求,实验中选择了合适的示踪粒子和布撒技术.首先介绍了马赫数4.0来流条件下自由来流流场PIV测试情况,实验结果表明喷管出口处速度矢量场平行喷管轴线方向且分布均匀.其次对尖劈斜激波流场进行了PIV测量并讨论了示踪粒子跨越激波的迟滞特性,结果均符合斜激波理论.研究中还测试了拐角模型流场,从PIV图像中可清晰看到激波边界层干扰等复杂流场结构.因此,PIV技术可成为一种有效的超声速流场测试技术.     

高度补偿喷管冷态模拟与推力测量试验技术研究

推力特性是发动机的重要特性,也是评价发动机喷管性能优劣的重要指标.而发动机的推力特性会随高度的变化而产生一定的变化,同时,喷管型面和结构形式,也是影响其推力特性的重要因素.目前,国内外都在研究和优化发动机喷管的结构形式和型面,改善和提高喷管的性能.为了研究分析双钟形喷管和塞式喷管的高度补偿特性,需要进行地面模拟试验.为满足在FD-20A风洞中进行高度补偿喷管试验的需要,开展了高度补偿冷态模拟试验技术研究,对在冷态模拟条件下的喷流模拟技术、喷管推力测量试验技术和流动显示技术等进行了研究,满足了试验的需求.     

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.     

航天飞行器在ITAM的AT303高超声速风洞中的空气动力实验研究

俄罗斯科学院西伯利亚分院理论与应用力学研究所新研制的AT-303风洞于1999年开始投入使用.由于具有较高的驻点压力,AT-303能够模拟飞行器再入时的真实Reynolds数,其Mach数范围为8~20.在ITAM与ESTEC和EADS-ST协作的ISTC项目的框架下,在AT303风洞中对不同航天飞行器的空气动力特性进行了研究.通过对HB-2(AGARD)参考模型进行测力实验,并将实验结果与其它可用的实验和数值计算结果进行比较,AT-303风洞的流场品质和实验仪器的性能得到了检验.在与实际飞行条件相对应的Mach数和Reynolds数条件下对典型的高超声速航天飞行器进行了实验.测量了气动力和力矩,确定了这些飞行器的主要气动特性.给出了实验结果,对实验数据进行了分析并与理论结果进行了比较.从研究中得到了一些经验,并提出对下一步研究的建议.     

西工大低湍流度风洞的变湍流度技术

西工大低湍流度风洞实现宽范围变湍流度能力的技术途径：适当的变湍流度格栅位置；宽范围变化的变湍流度格栅结构尺寸；恰当处理好变湍流度格栅装置与风洞试验段上游气动轮廓的干扰问题。文中给出了变湍流度时对功率损失的影响及该风洞的变湍流度能力，综述了变湍流度时对部分试验结果影响的规律性。     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果。汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验。为模拟大气边界层，实验段较长，实验模型放在实验段后部。为减小轴向静压梯度顶板高度分段可调。风速比航空凤洞低。配置了建筑物测压和测力实验所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明，该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

建造中的我国低速增压风洞

论述了在我国建造低速增压风洞的必要性；介绍了国外低速高雷诺数风洞发展现状；提出了衡量现代生产性风洞性能的标准；给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的技术关键。     

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。     

高速风洞洞壁干扰减小与修正研究

亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院 NH-1高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰,然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法。对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正,将降修正结果和 NASA 的非线性修正法结果、自修正风洞(近似无洞壁干扰)实验结果及无洞壁干扰的 N-S 方程计算结果进行了比较。结果表明,本文的修正方法结果正确,而计算量远远小于非线性修正方法的计算量。     

三元模型在二元自适应风洞中的试验研究

本文简要叙述了西北工业大学开展应用二元柔壁自适应风洞进行三元模型试验的研究。介绍了西北工业大学加宽后的二元柔壁自适应风洞,同时介绍了西北工业大学的迭代法及联邦德国宇航院(DFVLR)一步法的基本思想及其试验结果。     

CARDC 0.24米×0.2米引射式跨声速风洞

本文简要地叙述了 CARDC0.24米×0.2米引射式跨声速风洞建设的目的,风洞回路、主要特点、风洞的运转和风洞的测控系统以及风洞的主要性能。     

NASA风洞试验设备运行与管理研究

风洞试验设备是一个国家航空航天事业发展的基础设施,对国家的航空航天事业、武器装备研制以及国民经济的发展发挥着非常重要的作用.美国国家航空航天管理局(NASA)拥有世界上规模最大的风洞群,在风洞设备的建造、运行和管理方面积累了丰富的经验.作者根据美国对风洞试验设备的战略需求、试验能力需求等多种需求状况,对NASA风洞试验设备的现状进行了综合研究,重点对NASA风洞试验设备的综合状况、技术竞争力以及在资金日益削减情况下对风洞试验设备的管理进行了分析.在此基础上,对NASA在风洞试验设备的需求、规划、建造、技术竞争力、运行与管理等方面进行了经验总结,为我国风洞试验设备的规划、建造、运行与管理提供参考和借鉴.     

NF－3风洞设计特点

西北工业大学ＮＦ－３风洞的气动设计、结构设计和测控系统都有其特点，流场校测和标模实验的结果表明，该风洞在最大风速、能量比、紊流度等重要性能指标上都达到国际先进指标。     

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.