NF-6增压连续式高速风洞压缩机喘振边界的确定

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一.对国内首座增压连续式跨声速风洞压缩机喘振边界的确定进行试验研究.简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机逼喘过程及其原理以及风洞增压对喘振点(喘振边界)的影响;给出了控制风洞运行的压缩机喘振边界线、喘振预警线、安全保护线、防喘调节线及防喘振措施,为该座增压连续式风洞稳定运行奠定了基础,提供了安全保障.     

0．6m连续式跨声速风洞AV90-3轴流压缩机喘振边界测试研究

为了测试出AV90-3轴流压缩机在0．6 m连续式跨声速风洞中的安全运行范围,采用减小进气体积流量测定喘振点的测试方法和测压力波动的喘振判别方法,准确测试出了AV90-3轴流压缩机的喘振边界线。得出了静叶角增大后,喘振边界线向右上方拉伸和增压、负压下的喘振边界线与常压时基本重合的试验结论。通过将进气体积流量和压比作为防喘振的控制参数,设置报警线和防喘振曲线,采取旁通回流的方法,有效预防了喘振发生。可为后续大型连续式风洞压缩机的喘振边界测定和防喘振控制提供依据和参考。     

增压连续式跨声速风洞防喘振措施——旁路调节的研究

压缩机的设计与制造性能尚不能充分适应风洞的运行范围 ,安全、可靠的防喘振措施是保证风洞安全运行的重要条件之一。作者讨论了旁路调节作为风洞中防喘振措施的可行性。在考虑跨声速风洞中气体压缩性的基础上 ,给出了风洞中旁路调节的估算方法 ,分析和讨论了旁路对风洞性能的影响。结果表明 :旁路的增加 ,使风洞工作点向大流量、低压缩比方向移动 ,达到有效、可靠防喘振的目的     

0.6 m连续式跨声速风洞轴流压缩机布局方案研究

压缩机作为连续式跨声速风洞的驱动系统,其运转性能与风洞总体性能的匹配设计是风洞研制的关键技术之一。随着大型连续式跨超声速风洞的发展,压缩机研制呈现出运转功率大和运转效率高、调节范围宽和调节精度高等鲜明特点。基于0.6 m连续式跨声速风洞的研制,对大型跨声速风洞轴流压缩机的布局方案进行研究。从气动性能、结构设计、控制等方面对压缩机位置布局和方案布局进行了分析,并阐述了风洞压缩机一体化设计的重要性。在压缩机布置于第一、二拐角段之间的前提下,通过压缩机性能试验,验证了电机外置两端驱动方案、多台电机同步控制方案和压缩机内流道整流技术等的可行性。风洞调试结果表明,压缩机运行性能良好,各项指标均满足设计技术要求,为大型连续式跨声速风洞建设奠定了基础。     

NF-6风洞压缩机及驱动系统研制

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞，轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取；压缩机驱动轴系的扭转振动分析；双电机串联主从驱动方式的关键技术等。通过2003年10月的试运转表明，压缩机以及驱动系统的研制是成功的。     

大型连续式跨声速风洞总体方案与关键技术研究

大型连续式跨声速风洞具备飞行器外形精确模拟、气动弹性评估和机体/推进一体化设计等试验能力,试验段尺寸大、指标要求高、系统规模大、运行功能多.围绕大型连续式跨声速风洞的特点,简要介绍了大型连续式跨声速风洞总体设计方案,重点介绍了世界一流流场品质实现、大型轴流压缩机及其驱动系统研制等关键技术的初步研究成果.     

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.     

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。     

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。     

0.6m连续式跨声速风洞总体性能

中国空气动力研究与发展中心（CARDC）0.6m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,设计方案采用了宽工况压缩机及其与风洞一体化设计、半柔壁喷管、低噪声跨声速试验段、指片再入调节片式主流引射缝、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。通过风洞总体性能调试,获取了风洞安全运行边界及总体性能,得到了风洞各关键部段性能参数。调试结果表明,风洞总体和各部段性能均达到预期设计技术要求;压缩机、换热器和各辅助系统设备运行性能良好;实现稳定段总压运行范围15~250kPa,总压控制精度优于0.2%;实现试验段Ma运行范围为0.144~1.640,马赫数控制精度优于0.002;轴向马赫数分布均方根偏差优于设计指标（Ma ≤ 1.0时,σ_Ma < 0.002,1.0 < Ma ≤ 1.6时,σ_Ma < 0.008）的要求;当试验Ma ≥ 0.5时,试验段核心气流脉动压力系数ΔC_p < 0.8%。调试结果验证了0.6m连续式跨声速风洞设计方案的可行性,为我国大型连续式跨声速风洞研制提供参考。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象,构建简化的仿真模型,模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动,研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型,为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型,研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型,并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法,为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考,为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。     

连续式跨声速风洞轴流压缩机气动设计与低噪声设计

连续式跨声速风洞是采用轴流压缩机驱动的、可持续运行的变密度回流式风洞.一方面,此类风洞具有运行工况范围宽的典型特征,驱动风洞主回路气流的轴流压缩机需要具备在宽工况范围稳定高效运行的能力;另一方面,良好的风洞试验段动态流场品质要求轴流压缩机进出口气流噪声不高于140 dB.宽工况范围的高效稳定运行要求和低噪声设计要求给连...     

变密度平面叶栅风洞的设计与实现

为满足先进涡扇发动机对变雷诺数平面叶栅试验的需求,设计了亚/跨/超声速来流高效变换、雷诺数和马赫数独立调节、压气机和涡轮平面叶栅试验为一体、换热与冷却试验能力兼具的变密度平面叶栅风洞,提出了风洞的总体设计方案。文章详细介绍了风洞引射器、半柔壁喷管及试验舱等部件设计问题,分析了流场调试及典型叶栅试验结果。调试结果表明:采用的部件设计技术实现了变密度平面叶栅风洞的主要功能,试验雷诺数可低至3.1×105 m–1,具备开展低雷诺数平面叶栅试验的能力。风洞流场调试结果满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》（GJB 1179A—2012）,为研究亚/跨/超声速压气机和涡轮叶栅低雷诺数流动问题提供了重要试验平台。     

跨声速风洞专用开孔壁试验段实验研究

为满足型号试验需求,2.4 m×2.4 m跨声速风洞需在不改变现有洞体结构和安装条件下新研制一个截面尺寸为3 m×1.92 m（宽×高）的专用开孔壁试验段。为了降低技术风险和投资风险,以0.24 m×0.20 m跨声速风洞（2.4 m×2.4 m跨声速风洞的引导风洞）为实验平台,采用变截面气动设计方案新设计、加工了一个专用开孔壁试验段实验件,并开展了预先性实验研究工作。通过实验研究验证了专用开孔壁试验段气动设计方案可行,且试验段模型区内流场达到设计指标要求。实验还考察了壁板扩开角、主流引射缝开度、开孔率分布等参数对流场均匀性的影响,研究结果表明:在扩开角0.3°、引射缝开度12 mm、加速区采用递增方式开孔时,专用开孔壁试验段的流场能够满足马赫数均方根偏差σ_M≤0.01（0.4≤Ma＜1.0）、σ_M≤0.02（1.0≤Ma≤1.2、1.4）设计指标要求,并且在Ma≤1.0时,σ_M达到了国军标合格指标要求。研究工作为2.4 m×2.4 m跨声速风洞专用开孔壁试验段设计提供了技术支持,也为该风洞下一阶段调试和流场校测提供了可供参考的调试参数。