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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。 相似文献
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连续式跨声速风洞设计关键技术 总被引:6,自引:0,他引:6
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。 相似文献
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引射器混合室优化技术初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
混合室优化设计对超声速引射器引射性能的提高具有非常重要的作用。介绍了常温空气介质情况下引射器混合室不同设计参数试验件的数值模拟和实验研究结果;针对单喷嘴和多喷嘴引射器混合室收缩段长度、平直段长度及平直段截面直径等参数对引射器性能的影响作了对比分析。初步研究表明:多喷嘴引射器引射性能优于单喷嘴引射器,但多喷嘴引射器启动性能低于单喷嘴引射器;在引射器能正常启动的前提下,平直段直径越小,引射器性能更优;收缩段长度主要影响主、被动气流的混合效果,平直段长度主要影响引射器的启动性能,因此对混合室收缩段和平直段长度尺寸的设计需要根据引射器型式(单喷嘴或多喷嘴)合理确定。 相似文献
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混合室优化设计对超声速引射器引射性能的提高具有非常重要的作用.介绍了常温空气介质情况下引射器混合室不同设计参数试验件的数值模拟和实验研究结果;针对单喷嘴和多喷嘴引射器混合室收缩段长度、平直段长度及平直段截面直径等参数对引射器性能的影响作了对比分析.初步研究表明:多喷嘴引射器引射性能优于单喷嘴引射器,但多喷嘴引射器启动性能低于单喷嘴引射器;在引射器能正常启动的前提下,平直段直径越小,引射器性能更优;收缩段长度主要影响主、被动气流的混合效果,平直段长度主要影响引射器的启动性能,因此对混合室收缩段和平直段长度尺寸的设计需要根据引射器型式(单喷嘴或多喷嘴)合理确定. 相似文献
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连续式跨声速风洞试验段降噪技术 总被引:1,自引:1,他引:0
利用中国空气动力研究与发展中心(CARDC) 0.6 m连续式跨声速风洞试验平台,分析了试验段噪声源产生及回路传播的机理,对压缩机尾罩和第四拐角段进行声学处理以降低来流噪声,并采用风洞二喉道节流状态运行抑制试验段下游噪声的前传,有效屏蔽了回路噪声对试验段的影响。据此开展了试验段不同通气壁型式、不同设计参数的主动降噪方案优化设计及其对比试验研究,获取了较优的试验段壁板设计方案,最终实现了风洞试验段气流压力脉动系数低于0.8%的噪声设计指标要求。 相似文献
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开展了跨声速风洞可压流场扰动模态与湍流度精细测量研究,以满足高速飞行器的低湍流试验需求。基于变热线过热比测量方法,在理论上推导了跨声速流场扰动的一般模态和3种特殊模态特征方程(涡模态、熵模态和声模态),以及扰动模态对应的特征曲线,以此为基础,通过试验获得了流场一般模态、涡模态、声模态扰动图和较高精度的湍流度值,通过扰动图频域分析了马赫数1.50的流场声模态扰动机理,建立了一种跨声速可压流场扰动模态分析与低湍流度测量方法。在新型连续式跨声速风洞完成马赫数0.20~1.50流场测量试验,测得湍流度为0.037%~0.197%,数据非线性拟合优度为0.943~0.995,蒙特卡洛模拟不确定度为0.000 2%~0.004 1%。研究结果证明了所建立的可压流场扰动模态与低湍流度测量方法的有效性,对高性能跨声速风洞的流场评估、优化和飞行器低湍流试验有实际意义。 相似文献