高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果表明 ,有动力后XD,CL,CD增加 ,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型 ,采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法     

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。     

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     

M数控制初步研究

本文研究了目前国内亚、跨声速风洞M数控制的几种方法,分析了现状和所面临的问题,提出对第二喉道用闭环控制和对驻室静压的闭环控制方法,简要介绍了52风洞亚声速运行时的驻室静压控制和总、静压比值控制的原理,并着重讨论了风洞串级控制的变量耦合问题。     

用涡轮喷气发动机直接吸气的超音速风洞的研究

本文的目的是介绍一个超音速风洞的设计方案(图一)。这个方案就是用涡轮喷气发动机在风洞的出口处抽气,使风洞的试验段达到设计的M数。很容易看出,这个设计方案在构造上比较简单,所用的材料比具有同等截面面积的其它类型的超音速风洞要少得多,所占的房屋面积也很小。不仅如此,最重要的是由于涡轮喷气发动机可以采用现成的,因此实际上只需要花费很少的钱和时间就可建立起这座风洞。     

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     

2.4m风洞常压吹风控制策略与控制软件设计

2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一，该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多，因而，其系统复杂。风洞被控对象具有非线性、时变、滞后和耦合特性，而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题，在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略，使风洞p0和M数控制精度分别优于0.3％和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控制软件的设计和控制策略进行了介绍。给出了调试结果说明了控制策略和控制软件的设计是成功的。     

FL-7风洞发动机的优化控制

本文介绍了 FL-7风洞功率源——三台航空发动机控制系统,通过回归方程和协调控制方法达到对 M 数的优化控制。这个控制系统是一个非线性系统,它可用变参数的传递函数来描述。传递函数由实验数据拟合。在分析非线性动态模型的基础上,FL-7风洞发动机优化控制通过采用回归方程的预报控制及发动机和旁路活门间协调控制方法来实现。经 FL-7风洞运行试验表明,这个优化控制系统具有精度高、可靠性好、响应速度快且节省燃油等优点,它的性能指标是令人满意的,现已投入使用。本文最后给出了微机控制系统的逻辑电路和计算机程序。     

炮风洞中进行高温喷流底部热流、压力测量试验

本文介绍了在北京空气动力研究所炮风洞 M 数为6、7、8的气流中进行具有高温喷流的模型底部热流和压力测量试验的有关试验技术。试验结果表明底部对流热流和压力测量值随外流 M 数增大而减小,他们都大于无外流时的测值。辐射热流不受外流影响。     

脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用

近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流，这是脉冲式风洞的成功应用成果；在60-80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验，测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力，比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明：在M=5、6试验条件下，煤油自发点火延滞时间约4ms，因而工作时间为60-80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。     

0.6m连续式风洞调试运行关键技术研究

为了降低大型连续式风洞建设风险，在0.6m连续式风洞中开展了压缩机防喘振控制、转速控制、马赫数控制等调试运行关键技术研究。本研究采用压力波动法准确测量出了压缩机的喘振边界，通过设置合理的报警线和防喘振线，保证了压缩机的安全；采用矢量控制技术实现了转速的精确控制，控制精度达到0.03%的设计要求；采用压缩机转速、驻抽流量以及中心体开度与马赫数的函数关系，实现了马赫数的精确控制，控制精度达到了0.002的设计指标要求。通过研究各项关键技术实现了该风洞定总压、定马赫数的运行方式，该风洞具有优良的流场品质，是开展基础研究平台建设和大型连续式风洞引导性研究的理想平台。     

空腔噪声的马赫数敏感性研究

敏感度分析在评估参数的重要程度以及计算不确定度方面具有重要作用。通过风洞试验开展了亚跨超声速下的空腔噪声马赫数敏感性研究。亚跨声速下，通过调节调压阀的开度改变马赫数，马赫数名义增量为0.010。超声速下，通过改变模型迎角实现马赫数的连续变化，迎角增量为1°。利用总压耙测量空腔入口马赫数。结果表明:空腔后部测点脉动压力系数在亚跨声速下随着马赫数的增加而增加，而在超声速下随着马赫数的增加而减小。跨声速下，脉动压力系数对马赫数的敏感性导数最大。不考虑模态切换的情况下，不同速域的主导声模态St对马赫数的敏感性导数均为负数。主导声模态谱峰在亚声速下随着马赫数的增加而增加，而在超声速下随着马赫数的增加而降低。敏感度研究结果不仅可用于内埋武器舱气动噪声载荷的不确定度评估，也有助于更好地认识空腔噪声特性。     

M数控制中的压差传感器使用研究

本文较全面地讨论了Ｍ数控制中的压差传感器使用问题，提出了几种利用压差传感器检测Ｍ数控制变量的方法，研究了这些方法对总医误差的传递、判别限的设定以及对控制系统性能产生的影响，介绍了在西工大５２风洞中使用压差传感器调节风洞第二喉道，控制Ｍ数所取得的结果。     

NF-6风洞马赫数控制系统研制

NF-6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF-6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍。     

逆升压电子设备冷却系统的微机控制

逆升压电子设备冷却系统具有两种冷却方式─—冲压空气冷却方式和空气循环冷却方式，必须要有一套控制机构来自动选择系统的冷却方式。文中分析了以往的机械传动控制方法和基于三点温度的微机控制方法，并指出这两种控制方法的缺点。最后提出一种新的基于飞行高度及马赫数的微机控制方法。     

基于CFD方法的主动襟翼控制旋翼翼型涡特性研究

基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)技术,建立了一个适用于旋翼二维主动襟翼控制(Active flap control,AFC)数值模拟的方法。在满足对翼型参数化分析的前提下,使用Euler方程求解以提高计算速度,并采用嵌套网格方法对AFC旋翼后缘襟翼进行运动控制。应用所建立的方法,首先进行了算例验证计算,然后着重对AFC旋翼翼型进行了数值模拟。在此基础上,进一步开展了AFC旋翼翼型主要参数对后缘涡影响的计算分析。结果表明:提高桨尖马赫数、增加后缘小翼摆动频率能加快涡产生速度;而提高桨尖马赫数、增大后缘小翼摆动幅度和后缘小翼长度能增大涡的强度;但增大后缘小翼与主桨叶缝隙间距仅在一定范围内能够增加涡强度。     

有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 ,辨识结果有所改善     

一种智能材料结构在变形体机翼气动特性研究中的应用

为验证所提出的智能材料结构在柔性变后缘机翼气动特性研究中应用的可行性，在跨声速风洞中运用模型变形视频测量技术测量了机翼后缘的偏转变形量，并记录了偏转变形的动态过程。同时测量了上翼面的压力分布。实验马赫数0.4~0.8，模型迎角0°~6°。分析了来流条件对结构变形能力的影响。结果表明:跨声速条件下，智能材料结构在气动载荷作用下能够驱动机翼后缘偏转变形。驱动力一定时，变形能力受到马赫数和迎角等因素影响。马赫数增加会减弱智能材料结构的变形能力，导致变形速度减小，后缘偏转角降低。迎角的影响较为复杂，且与马赫数的影响相互耦合，马赫数越高迎角的影响越强。最后，通过对后缘压力分布形态的分析得出，变形后后缘是否发生流动分离是影响智能材料结构变形能力的关键因素。     

神经网络在风洞流场马赫数辨识中的应用研究

风洞流场的多维性、复杂性以及马赫数的不可直接测量、马赫数控制一直是风洞控制的难点和重点。笔者在研究FL26Y风洞流场特性的基础上,应用神经网络技术,研究马赫数在线辨识问题,为高精度风洞流场马赫数控制提供技术支持。首先介绍神经网络马赫数辨识原理,然后介绍神经网络拓扑结构的设计,并构造神经网络的马赫数辨识模型(NNI)。最后通过软件实现及仿真研究动态数据优化、软件滤波以及动量系数对网络学习性能的影响,进一步验证神经网络辨识器在实时性、自适应性、以及辨识精度等方面的优越性。     

利用几何遗传方法优化前缘翼根延伸的外形以增强飞行器升力系数和机动性

为了提高所选定飞行器模型的机动性,采用了一种标准遗传算法设计前缘翼根延伸(LEX).同时使用一种由三维低阶板方法结合DATCOM方法半经验公式的改进方法预测复杂外形飞行器(机身 机翼 尾翼)的空气动力载荷和最大升力系数.结果表明,在前缘翼根存在的情况下,升力系数在马赫数为0.4～0.8时提升了20.5%～15.3%,在马赫数为1.2时提升了6.8%,在马赫数为0.2～0.95之间升力系数最大值提升了9.5%～15%.在1～5 km的高度亚音速飞行时,其回转率得到了6.6%～8.0%的提升.