2.4 m跨声速风洞壁板参数对核心流均匀性的影响

跨声速风洞试验段壁板参数多,影响规律复杂,获得壁板参数对流场均匀性的影响规律是提高设备调试质量与效率的关键途径。基于2.4 m跨声速风洞多期流场校测试验情况,以马赫数分布标准偏差为指标,汇总分析了大型跨声速风洞试验段壁板结构参数对核心流均匀性的影响规律。结果表明,核心流均匀性对试验段入口处加速区壁板开孔率特别敏感,除保证开孔率分布连续外,还应避免加速区气流的过膨胀效应。在风洞运行范围内,引射缝均发挥降低堵塞干扰的作用。     

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。     

2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测

介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果。结果表明：该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30～1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验。槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用。     

2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

高超飞行器内流道激波振荡问题的数值研究及试验验证

采用数值模拟和风洞试验的方法,对吸气式高超声速飞行器盲腔状态的流动特性进行了研究。采用＂双时间步＂方法进行了内外流一体化的非定常数值模拟,利用彩色纹影系统对高超声速飞行器前体流场进行显示,并采用动态压力传感器测得了飞行器内流道的壁面压力随时间的变化。结果表明：盲腔构型在高超声速飞行中会出现周期性的激波振荡现象。数值模拟所得流场变化特征、内流道壁面压力振荡周期和壁面压力变化趋势与试验结果吻合良好。     

叶栅风洞试验段与收缩段间二维收缩型面曲线的选择

采用数值模拟方法研究沈阳航空航天大学高速叶栅风洞试验段流场,由于试验段上下壁板间的垂直高度是随着叶栅攻角的改变而变化的,这就造成了过渡段上下壁收缩曲线的不对称,这其中的气流流场是不均匀的,通过对CFD数值模拟计算结果的比较和分析,最终选择合适的过渡区上下壁面收缩曲线,使得叶栅试验段处得到均匀稳定的流场,达到预期的效果,使得由上下壁面型面曲线不对称而引起的气流不均匀问题得到很大改善。     

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。     

喷管超声段壁面冷却热态试验研究

在高温条件下，对三种轴对称收－扩喷管超声段壁面排气引射冷却方案（缝隙式气膜冷却、离散孔气膜冷却和冲击－气膜组合冷却）进行了试验研究。得到了不同冷却方案的壁面压力分布、壁面温度分布和红外辐射特性，以及冷却气流量对这些性能的影响。结果表明：采用排气引射冷却技术可以大幅度降低喷管的壁温和红外信号特征，其中缝隙式气膜冷却的应用前景最好，离散孔式气膜冷却值得深入研究，冲击－气膜组合冷却不适合作为喷管排气引射冷却的基本方案。     

槽壁几何参数对跨声速风洞流场品质的影响

采用数值模拟方法研究了再入片开角、槽腔扩开角和开槽形状对跨声速槽壁风洞流场品质的影响。在数值模拟方面,介绍了对应的出入口边界条件设置方法,通过量纲分析得出适用于内流问题的相似参数。研究结果表明:再入片关闭工况下,其前缘处形成了声速喉道,难以建立稳定的试验段超声速流场;再入片打开工况下,试验段流场的不利扰动主要来自于从驻室到试验段的槽壁出流现象,其根源是驻室涡系产生的垂直于槽壁方向的冲击气流,较大的槽腔扩开角对冲击气流有一定的阻挡作用。槽壁各部件对试验段流场品质的影响均是通过增强或抑制槽壁出流来实现的,其中开槽平面形状的影响尤为突出。采用基于自由变形(FFD)的优化设计方法得到了适用于试验段马赫数0.8到1.2状态的开槽形状,优化结果显示初始构型中存在的槽壁出流大部分得到消除,模型区马赫数均方差降低了一个量级,证明了该方法的合理性与实用性。     

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究

影响风洞试验质量的因素很多,如流场品质、测量系统误差、支撑干扰以及洞壁干扰等。主要对模型姿态角、马赫数、模型支撑系统等影响因素进行了改进研究。通过改进使模型迎角测量精度达到0.03°、Ma数控制精度达到0.003,并有效降低了支撑干扰影响,提高了2.4m跨声速风洞的试验质量。     

跨音速风洞实验段中气流的加速问题

 在跨音速实验段的加速段的设计中存在这样的矛盾,即若要流场均匀则加速段长;若希望加速段短,则会加速过快而出现过膨胀现象。目前,实验研究不能给出可供设计用的一般规律。通过分析,本文试图找出其规律。1.加速段开闭比的分布规律 喷管的扩张段和跨音速实验段的加速段均可将音速气流加速到超音速,两种加速方法从结构上看不同,但膨胀加速的机理是相同的。     

跨声速三维非线性洞壁干扰的数值计算

分别以固壁条件和洞壁附近的压力分布模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件，利用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程数值求解模型在风洞中的绕流场，得出洞壁干扰对跨声速模型绕流和气动力的影响，初步的研究结果表明，该方法能较有效地模拟模型在跨声速风洞中的绕流场，经洞壁干扰修正后的ＧＢＭ－０４Ａ模型在０．６ｍ风洞中的试验结果与无干扰参考结果吻合较好     

跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好。     

槽壁试验段低超声速流场特性数值模拟

 在跨声速风洞中通过开槽和抽气可以建立低超声速流场,由于槽壁试验段设计参数多,流场结构复杂,为提高设计准确性,通过数值模拟对槽壁试验段低超声速流场特性进行了研究。首先根据槽壁试验段的一般设计准则进行了气动设计,给出了槽壁尺寸和不同马赫数所对应的抽气量。基于设计结果,通过数值模拟对流场特性进行了研究,计算表明：通过抽气可以建立均匀的低超声速流场,抽气量对试验段马赫数均匀区长度有较大影响;随后对不同气动外形进行了比对,结果表明:抽气口位置、壁板厚度、驻室容积、开闭比及槽壁外形等对试验段的气流质量有影响,开闭比和槽型的影响尤为显著;最后对槽壁的通流特性进行了分析,探讨了槽型对试验段流场影响的成因。     

跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验

为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性，评估气流偏角-压力系数的非线性关联，在0.6 m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性，以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响，最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法，并与经验方法结果进行对比。结果表明，斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性，在负压差范围内，近壁流动仍以出流为主；高亚声速时，空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁；安装模型后，随着升力的增大，升力面对应的孔壁区域流动向入流发展，孔壁流动特性趋于开口边界。     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。     

CFD/CSD-based flutter prediction method for experimental models in a transonic wind tunnel with porous wall

To predict the flutter dynamic pressure of a wind tunnel model before flutter test, an accurate Computational Fluid Dynamics/Computational Structural Dynamics (CFD/CSD)-based flutter prediction method is proposed under the conditions of a 2.4 m × 2.4 m transonic wind tunnel with porous wall. From the CFD simulations of the flows through an inclined hole of this wind tunnel, the Nambu’s linear porous wall model between the flow rate and the differential pressure is extended to the porous wall with inclined holes, so that the porous wall can be conveniently modeled as a boundary condition. According to the flutter testing approach for the current wind tunnel, the steady CFD calculation is conducted to achieve the required inlet Mach number. A time-domain CFD/CSD method is then employed to evaluate the structural response of the experimental model, and the critical flutter point is obtained by increasing the dynamic pressure step by step at a fixed Mach number. The present method is applied to the flutter calculations for a vertical tail model and an aircraft model tested in the current transonic wind tunnel. For both models, the computed flutter characteristics agree well with the experimental results.