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针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定 Ma 数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体技术措施是:在2.4m×2.4m 暂冲式跨声速风洞中设计了基于运动函数的定Ma 数线性变总压控制策略,使 Ma 数控制精度达到了0.005以内且速压无超调,实现了流场控制目标;采用 Pick-Hold 方法构建颤振边界的亚临界预测判据,并根据预测判据近似于正态分布的特点,基于数理统计的参数估计法来减小预测判据的散布度,从而提高颤振边界亚临界预测的准确性。风洞验证试验结果表明,该试验技术达到了工程实用化水平,不仅能够取得与阶梯变速压颤振试验技术一致的结果,还能极大地节省耗气量,经济效益显著。 相似文献
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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σM≤0.01(0.4≤Ma<1.0)、σM≤0.02(1.0≤Ma≤1.2、1.4)设计指标要求,并且在Ma≤1.0时,σM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。 相似文献
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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. 相似文献
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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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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Rec<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。 相似文献
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外挂物分离轨迹捕获技术是世界上一种先进而且难度较大的风洞试验技术,国内某跨声速风洞捕获轨迹试验装置(CTS)首次对连续动态轨迹捕获实验技术进行了研究。本文首先介绍了该跨声速风洞CTS机构动态轨迹的预测方法,随后对该机构连续动态轨迹同步控制方法的具体实现步骤进行了较为详细的描述,分别介绍了无缓冲和有缓冲的动态轨迹连续同步控制过程及约束条件;在此基础上,针对CTS机构天平信号硬件滤波滞后和精度要求间矛盾的现实,引入泰勒中值定理,建立卡尔曼滤波(KF)模型,选取适当参数,对天平信号进行动态实时滤波处理,并与传统的位置控制方式进行吹风试验比较。试验结果表明:卡尔曼滤波较好地平衡了CTS机构天平信号硬件滤波滞后和精度要求之间的矛盾,且分离轨迹的重复性得到了验证,机构风洞吹风试验的效率也大为提高。 相似文献
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总压是连续式跨声速风洞关键流场参数,高总压控制精度能提高试验数据的准确性,加快调节速度对缩短马赫数极曲线时间具有重要意义。针对连续式跨声速风洞试验工况多、调节手段多等特点,对连续式跨声速风洞压力调节系统及多种流场调节手段下的压力耦合特性进行分析研究,建立了连续式跨声速风洞总压控制精度和调节阀特性的对应关系,并以此设计出不同工况的阀门组合控制策略,采用分段变参数加模糊PID控制算法实现总压的闭环控制。风洞试验结果表明:在保证每条马赫数极曲线时间的同时,总压控制精度达到0.1%,控制方法能够有效满足连续式跨声速风洞总压控制要求。 相似文献
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近十几年来,由于压敏漆(Pressure Sensitive Paint、PSP)测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2 m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与 CFD 结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组份、多光源和多CCD的PSP测量系统,解决了大型暂冲式跨超声速风洞试验存在的模型表面温度变化、光照均匀性与强度变化,以及模型振动、试验数据修正、喷涂与压敏涂料校准等诸多影响PSP测量结果精准度与可靠性的问题,并成功应用于大飞机测压模型和三角翼测压模型压力分布测量试验。试验结果表明:在小迎角范围压敏漆涂层对模型表面压力分布影响不明显;在试验马赫数0.4~0.82、模型迎角-4°~4°范围,PSP与传统电子扫描阀测量结果的Cp 均方根偏差小于0.03,测量精准度与国外同量级连续式跨声速风洞相当。可以为飞行器气动优化设计和空气动力学研究提供一种新的、先进的测试技术。 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:12,自引:3,他引:12
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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