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.     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究

不同风洞因模拟来流参数不同，对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果，分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致，脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右，其中雷诺数影响较小，在5%以内，壁温比影响较大，在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析，认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一.针对CARDC吸气式高超声速实验室(AHL)自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDCφ600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果.结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据.     

常规高超声速风洞级间动态分离装置设计与应用

对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间（78 ms）满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。     

粗糙元对高超声速边界层转捩影响的研究进展

高超声速边界层转捩对高超声速飞行器气动设计具有重要影响。转捩控制一直是转捩研究的主要目的之一，在高超声速情况下主要采用粗糙元进行边界层转捩控制。回顾了近年来不同类型粗糙元对高超声速边界层转捩影响及控制的最新研究进展；从粗糙元对高超声速边界层的感受性问题以及横流失稳影响的角度，介绍了其在高超声速边界层转捩机理相关研究中的作用；简要介绍了南京航空航天大学高超声速风洞（NHW）的油膜干涉测量技术在粗糙元诱导的高超声速边界层转捩研究中的应用；讨论了当前粗糙元对高超声速边界层转捩影响研究存在的问题，展望了该研究未来发展趋势。     

乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一.对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证.实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°.结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好.进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合.乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力.下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著.在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好.     

大型高超声速风洞真空模式调试及流场性能校测

未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求.为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行.风洞系统调试及校测结果表明...     

高超声速巡航飞行器机身多目标优化设计

类乘波体构型是高超声速巡航飞行器的重要气动布局之一.对这类构型的机体进行多目标优化设计能极大地提高飞行器的总体性能.本文采用多目标混合遗传算法,通过两种优化策略,实现了类乘波体高超声速巡航飞行器机身的总体性能多目标优化设计,考虑的性能指标包括机身气动升阻特性、推阻特性、配平特性、雷达隐身特性、机身容积以及驻点温度等等.优化设计得到了Pareto最优前沿面,获得了比基本构型飞行器总体性能更优的构型方案.通过对优化结果的分析,指出机体/推进一体化设计的不足和进行总体性能多目标优化设计的必要性,给出一个最优布局构型,并进行了气动力风洞实验,验证了最优布局的气动特性.     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊，为精确获得其气动力特性风洞试验数据，必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求，在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术，为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。     

增压连续式跨声速风洞的防喘振措施--直接放空的研究

安全、可靠的防喘振措施是保证增压连续式跨声速风洞安全运行的重要条件之一.直接放空作为防喘振措施的可行性得以讨论.在建立一个考虑压缩机和风洞回路相互影响数学模型的基础上,通过数值仿真,分析了直接放空对风洞和压缩机的影响.结果表明对于增压连续式跨声速风洞,直接放空只是带来风洞工作点一个短暂的过渡过程,不能有效地使工作点脱离喘振区.     

高超声速风洞两级引射器气动性能试验研究

以中国航天空气动力技术研究院（CAAA）FD-07风洞为对象，进行了马赫数5~6时两级超声速引射器气动性能试验研究。通过二级引射器单级调试、两级引射器联调、主-次流混合调试，获得了引射器运行时的相关数据。通过试验数据分析，得出如下结论:（1）在FD-07风洞引射器马赫数5~6试验中，一级引射器运行压力0.8MPa、二级引射器运行压力1.0MPa时，引射器运行效率较高，中压气源消耗较少；（2）超声速引射器用于维持风洞运行压比，而风洞驻室低压环境（即试验模拟高度能力）主要由主气流状态决定，与引射器关系不大；（3）一级超声速引射器能对主气流干扰、二级超声速引射气流干扰起到很好的隔离作用。进一步明确了FD-07风洞引射器的运行状态，优化了引射器运行压力方案。     

高超声速低密度风洞带中心锥型扩压器性能研究

扩压器是超/高超声速风洞的关键部件之一，直接影响风洞运行的费效比。然而，对于高超声速低密度风洞而言，试验运行参数范围大、试验气体密度又相对较低，常规的"收缩段-等直段-扩张段"的扩压器结构扩压作用不明显。提出一种带中心锥型扩压器新结构，并在Φ300 mm高超声速低密度风洞中进行扩压性能试验。研究了M16喷管小流量稀薄状态和M8喷管大流量近连续流状态下带中心锥型扩压器的扩压性能，同时，分析了试验段模型对扩压器扩压能力的影响。结果表明带中心锥结构的扩压器适用的风洞运行参数范围更广、扩压性能更优，能有效提高设备试验能力，可为高超声速风洞扩压器设计提供参考。     

Φ1.2 m高超声速风洞引射系统设计与性能试验

针对大型高超声速风洞总增压比高、抽吸范围宽、多级参数匹配等要求,开展了Φ1.2 m高超声速风洞多级引射器系统设计计算与抽吸试验研究。通过对无风洞主气流时第一、二、三级引射器的单级性能调试和多级组合性能调试,获得了三级多喷管中心引射器不同工作参数组合的抽吸性能,试验段静压最低达660 Pa。据此,总结得到了多级引射器高效运行的参数匹配原则。有风洞主气流时的引射系数试验结果与理论计算结果吻合较好,验证了多级多喷管引射器气动设计方法的可行性。设计结果可靠,可为高超声速风洞或其他地面气动试验设备的多级引射器系统设计与运行提供技术参考。     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用

自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验（试验马赫数6.0）。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。     

高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值，临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验，测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数，了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程，获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程，计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。     

大型低温高雷诺数风洞及其关键技术综述

随着航空运输业的发展,先进飞行器的精细化设计要求有飞行雷诺数下的气动数据为支撑。大型低温高雷诺数风洞(如ETW、NTF)是真实再现飞行器飞行状态流动特性的最佳地面试验设备。文中归纳总结了大型高雷诺数风洞的实现途径和风洞型式,分析了当前低温风洞的国内外现状,深入剖析了大型连续式低温风洞设计建设的关键技术及解决措施,对我国自行开展大型低温高雷诺数风洞的设计建设具有重要参考意义,并对成功建设我国大型低温高雷诺数风洞进行了展望。