超声速来流边界层厚度对浅腔声学特性的影响

通过分析不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)下腔内中心线上的脉动声压级的分布和不同测点的声压频谱特性,讨论了超声速来流边界层厚度对浅腔(长深比分别为12和15)声学特性的影响.试验来流马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107.结果表明,δ/D减小导致浅腔内的噪声更加强烈,腔前后部的声压级分布更不均匀;除了个别离散频率外,腔内不同测点其余离散频率对应的声压级都有不同程度的增大.δ/D减小引起空腔前部和后部区域几乎整个离散频率范围内的噪声声压级有明显升高;因超声速浅腔流动,腔中部产生的激波的干扰因素的影响,边界层流动特性对浅腔中部区域的声学特性影响较小.      

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。     

来流边界层厚度对开式空腔气动声学特性的影响分析

分析了不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)对长深比(L/D)为8的开式空腔内不同测点的声压级分布和声压频谱特性的影响。试验马赫数是0.6和1.5,相应的Re为1.23×107和2.26×107(基于每米)。结果表明,δ/D减小,导致开式空腔内不同测点声压级均有不同程度的增大;导致空腔上方剪切层与腔内流动或腔后壁相互作用能量增加,引起腔内同一测点不同离散频率对应的声压级增大。可见,δ/D减小,腔内流动自激振荡更易引起空腔自身结构和腔内储藏物结构振动和疲劳破坏。     

高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术.试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况.结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见.     

两种特殊CTS试验技术的研究

介绍了载机投放/发射的外挂武器具有舵面控制律模拟的分离轨迹测量技术以及分离体带喷流的导弹级间分离气动干扰特性测量技术的研究情况。研究表明,两种特殊CTS试验技术研究取得了比较满意的结果,进一步拓展了气动中心1.2m高速风洞捕获轨迹综合试验能力和种类。     

内埋武器分离特性及其改进方法研究

在高速风洞中对外挂/内埋武器分离过程中的气动力特性进行了试验研究,试验同时研究了改善内埋武器分离特性的被/主动流动控制方法——前缘立齿和前缘射流,试验马赫数为0.6、0.9和1.5。采用内式天平获取了不同试验状态下武器模型的气动力数据。试验表明:与外挂武器相比,内埋武器分离过程中的气动力特性较复杂,存在机/弹分离安全隐患;弹舱长深比L/D对内埋武器分离特性影响明显,随L/D增大,武器最大俯仰力矩系数明显增加;被/主动流动控制方法均能有效改善内埋武器分离特性。     

低雷诺数效应对0.6m连续式风洞性能影响

风洞试验中通常采用降低运行总压的方法来扩大风洞雷诺数模拟的下边界。同常压试验相比，在低雷诺数条件下，风洞流场是否存在明显变化，风洞流场品质是否满足指标要求，直接影响风洞试验数据的精准度。为了研究低雷诺数效应对0.6m连续式跨声速风洞性能（包括轴流式压缩机性能、总压及马赫数控制精度、流场均匀性）的影响，调试人员在0.6m连续式跨声速风洞中开展了大量相关试验，本文在对试验结果进行整理、分析的基础上，给出了Re对风洞性能的影响。结果表明:（1）Re对压缩机性能、总压控制精度、马赫数控制精度、流场均匀性都有明显影响，当Re_c<5×105（c=0.1√A）时，雷诺数效应明显，且Re越小，影响越大。（2）0.6m连续式跨声速风洞能够真实、准确反映Re对风洞流场性能和测力试验数据的影响规律，是开展高空低雷诺数飞行器、翼型、发动机等性能研究的理想地面模拟试验平台。     

后壁倒角对空腔噪声的抑制效果

对不同后壁角度(δr)时长深比为9的空腔模型底面中心线上的声压级分布、不同测点声压频谱特性进行分析,着重研究了后壁倒角对空腔噪声的抑制效果.结果表明,无论是在亚声速还是在超声速,空腔后壁角度增大,使得空腔内不同测点的声压级都有所降低,特别是后壁处的声压级明显降低; 对不同测点的声压频谱特性也有一定影响,特别是对空腔流激振荡峰值频率时的噪声声压级有较为明显的抑制效果.可见,增大空腔后壁角度对空腔噪声有一定的抑制效果.     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明:合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。     

弹穴流动特性高速风洞试验研究

在分析了弹穴3类流动的基础上,利用风洞试验着重研究了弹穴的几何参数(L/D、W/D、δc、δh)以及飞行参数(M)与弹穴内流场结构间的耦合关系,获得了亚跨超声速来流条件下弹穴底面中心线上的压力分布及弹穴流动特性.研究表明:弹穴长深比(L/D)是影响弹穴流动类型和流动特性的关键因素,W/D、δc、δh和M对弹穴的流动类型和流动特性也有一定的影响;开式穴流动弹穴流场较稳定,压力分布较均匀,有利于内埋武器安全平稳地分离.