2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术。喷管总长18m,具有马赫数1.5～4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型。该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正。该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正。调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的。     

高速风洞起动特性数值模拟

为获得高速风洞起动过程中的流场结构变化特性,采用数值模拟方法,使用二维轴对称模型对Φ 05 m高速风洞喷管段、试验段和扩压器段的流场特性进行了研究,控制方程为黏性可压缩非定常Navier-Stokes方程。对试验段马赫数为5和10两种状态下的流场建立过程进行了对比,结果表明,在风洞起动过程中,喷管内的附面层很厚,激波与附面层相互作用形成复杂的激波结构。试验段马赫数为5时在喷管段形成正激波,试验段马赫数为10时自喷管段形成激波串,起动压比低于按照正激波理论所计算得到的压比。激波串的起动速度较正激波慢,但稳定性较正激波好。起动过程中,气流发生过度欠膨胀,波前瞬时马赫数远大于喷管的设计马赫数。喷管出口的自由射流与收集器作用复杂,收集器溢流对试验段建立稳定的流动起关键作用。     

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。     

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。     

超声速短化喷管的设计与实验研究

利用Bézier曲线构造轴向马赫数分布,采用特征线方法计算喷管壁面型线,结合跨声速理论,提出了一种实用的短化喷管设计方法。对设计制成的喷管进行流场校测,并与数值模拟的结果进行比较分析,结果表明:喷管内部膨胀均匀,出口流场品质很好,可用于超声速风洞以及其它对流场品质有较高要求的应用场合。     

型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计

型面旋转的变马赫数可调风洞喷管因其能够实现出口马赫数的连续快速变化、调节容易和流场品质较好等优点,成为目前地面变马赫数风洞研究的热点。将出口马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数风洞喷管作为研究对象,基于iSIGHT和Fluent等软件搭建了适于该风洞喷管的优化设计平台,研究了型线设计中设计点马赫数、初始膨胀线和附面层修正量等因素对变马赫数出口流场的影响,应用NSGAⅡ算法在依据试验设计点所构建的Kriging近似模型上搜索,得到最优的风洞喷管基准型线,并对该基准型线进行二维、三维数值仿真校核,结果显示：通过旋转优选得到的基准型线能够得到马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数出口流场,且流场均匀性基本满足固定型面、单设计点风洞喷管的国军标（GJB-1179-91）合格指标,为变马赫数可调风洞喷管在变马赫数风洞中的实际应用奠定了良好的基础。     

大型回流边界层风洞的气动与结构设计

大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0．22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。     

一种研究双燃式（超燃）冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实 …

采用一种研究双燃式冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法；将进气道内流场的起始截面直接与型面喷管的出口截面相连，即将进气道和燃烧室的实验模型当作风洞的试验段，观察流场和波系的变化，并采用该方法进行了实验研究。     

半柔壁喷管初步实验研究

为了验证跨超声速风洞半柔壁喷管的气动设计结果,在试验平台上经过对喷管的动调,完成了半柔壁喷管的性能测试研究。得到如下初步结论：所使用的半柔壁喷管气动设计方法有效可行,马赫数调节范围及喷管流场均匀性指标达到设计要求;通过对喷管的动调,喷管第一菱形区的马赫数均方根偏差可降低30％～40％;在风洞吹风过程中,可实现喷管马赫数的连续变化功能,在喷管型面调节速度适当时,试验段流场均匀性指标与喷管固定型面时相当。     

高焓激波风洞自由流参数测量的数值重建

高焓风洞中参数测量本身受到高温非平衡效应影响,单纯依靠实验测量不足以确定详细的风洞自由流参数.本文以JF-10高焓激波风洞为背景,通过喷管-试验段-测量仪模型非平衡流场的连贯计算,开展自由流参数测量的数值重建.在比较分析测量仪模型绕流场的计算结果和实验测量值的基础上,结合喷管流场的数值模拟结果,共同确定高焓风洞的详细自由流参数.     

低速风洞进气道试验柱形分布式引射器优化设计

为适应低速风洞发动机进气道试验的大流量模拟的迫切需要，介绍了适用于4 m量级低速风洞的柱形分布式引射器的设计方案。通过ANSYS-CFX软件采用有限体积法对引射器内流场进行了数值模拟,重点优化了引射器的引射面积比、离散的喷嘴分布方式和喷嘴出口设计点总压、马赫数等参数。综合考虑引射器在风洞中的使用条件限制和吸入流量技术指标要求,完成了引射器设计。优化后的引射器方案解决了小体积、大吸入流量需求之间的矛盾。在FL-14风洞的验证试验表明,优化后引射器的最大吸入流量达到9.07 kg/s,满足4 m量级低速风洞进气道试验大流量模拟需求。     

提高大迎角跨声速风洞实验堵塞度的有效途径—采用低超声速喷管

本文介绍用低超声速喷管代替声速喷管,解决了大迎角大堵塞度跨声速实验时的风洞壅塞问题。低超声速喷管可以在大堵塞的实验条件下,形成稳定的低超声速流场,消除风洞在大堵塞度实验时的马赫数空白区,从而使风洞的允许实验迎角和堵塞度范围增加一倍,并且能确保流场达到使用指标。模型实验结果和同一尺寸的模型在口径大一倍风洞中实验结果基本重合。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一,中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案,可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时,前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上,导致V尾结构发生严重的抖振,这不仅会影响飞机的飞行品质等性能,还会导致V尾结构的疲劳损伤,大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法,抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理;基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法;基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术;V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。     

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。     

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。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。     

超声速/高超声速双拐点喷管设计

为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础.      

FL-13风洞突风发生装置研究

为在 FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的 FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40 m／s 的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9 m／s。突风流场的成功模拟,标志着 FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。     

A numerical optimization of high altitude testing facility for wind tunnel experiments

High altitude test facilities are required to test the high area ratio nozzles operating at the upper stages of rocket in the nozzle full flow conditions.It is typically achieved by creating the ambient pressure equal or less than the nozzle exit pressure.On average,air/GN2is used as active gas for ejector system that is stored in the high pressure cylinders.The wind tunnel facilities are used for conducting aerodynamic simulation experiments at/under various flow velocities and operating conditions.However,constructing both of these facilities require more laboratory space and expensive instruments.Because of this demerit,a novel scheme is implemented for conducting wind tunnel experiments by using the existing infrastructure available in the high altitude testing(HAT)facility.This article presents the details about the methods implemented for suitably modifying the sub-scale HAT facility to conduct wind tunnel experiments.Hence,the design of nozzle for required area ratio A/A*,realization of test section and the optimized configuration are focused in the present analysis.Specific insights into various rocket models including high thrust cryogenic engines and their holding mechanisms to conduct wind tunnel experiments in the HAT facility are analyzed.A detailed CFD analysis is done to propose this conversion without affecting the existing functional requirements of the HAT facility.