声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。     

发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术

超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题，发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置，评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响，重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞，开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究，试验来流马赫数2.0、落压比（NPR）范围1～20.39。研究结果表明，通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化，消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响，确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响；喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响，在来流马赫数一定的条件下，提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀，喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动，抑制了喷管船尾膨胀波的发展。     

基于概率模型的声爆试验数据分析

声爆是研制超声速民用飞机所需解决的关键问题之一，风洞试验是开展声爆研究的重要方式。简要介绍了进行声爆试验的方法与困难及相应的应对措施，以及超声速风洞声爆试验模型近场空间压力精确测量技术。重点针对国际上通常采用的精确测量数据修正技术：参考车次方法及空间平均方法，分析其原理及不足。提出概率模型方法对声爆试验进行数据分析，将复杂的风洞环境中各种不确定因素所造成的干扰参数化，用概率模型表达其不确定性。概率模型方法无需进行参考车次试验，用更少的数据得到更为准确的结果，并在与传统方法结果对比中表现出了该方法的合理性及可行性。     

声爆研究的现状与挑战

声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象,其涉及空气动力学和非线性声学等研究领域,开展相关研究具有重要的学术意义和应用前景。本文简述了声爆的基本概念、主要特征和主要危害,简要回顾了声爆的产生、发展和演化的研究历史,重点介绍了声爆的数值模拟、风洞试验和飞行试验预测方法,以及近年来提出的声爆抑制方法和低声爆气动优化设计方法的发展现状;最后总结了当前声爆预测方法面临的技术难点和挑战。     

航空器声爆飞行试验测量技术研究进展

声爆影响航空器飞行的安全性、经济性、环保性等，通过飞行试验进行真实条件下的声爆测量是进行声爆问题研究的重要技术手段。声爆飞行试验是一项复杂的系统工程，面临全传播路径声爆测量技术难点。首先，对近70年的航空器声爆飞行试验研究进行概览，总结了技术发展阶段；其次，对声爆传播特征及对测量的要求进行简要分析，总结了声爆飞行试验测量技术方案；再次，对近场至地面的全传播路径声爆测量关键技术以及辅助参数测量技术进行综述，解析技术要点和发展趋势；最后，对声爆飞行试验测量技术及其发展方向进行了总结，且对中国声爆飞行试验技术研究现状进行简略分析，并提出了建议。     

压敏涂料技术在风洞中的应用研究

压敏涂料技术是重要的风洞模型表面压力测量技术之一。作者介绍了压敏涂料的研制及该技术应用于风洞试验时的自动化试验图像采集技术、试验数据处理与修正技术及实际应用中的一些经验,给出了在飞机机翼、边条、前缘襟翼、副翼表面,压敏涂料技术与常规测压孔技术测量结果的比较。     

襟翼气动载荷测量方法优化

襟翼是飞机的重要增升翼面。为获取准确的襟翼气动载荷,需要在襟翼上布置测压孔并进行风洞试验。基于CFD仿真结果分析了某型襟翼压力分布规律,并基于此优化该型飞机襟翼的低速风洞试验测压孔布置方案,研究了不同插值方法对垂向力和铰链轴力矩测量结果准确性的影响。结果表明,靠近前缘处压力非线性较强,弦向比例0.15～0.3,0.3～0.5,0.5～0.8,0.8～1接近分段线性分布;对该型襟翼可取弦向比例为0.04,0.07,0.15,0.3,0.5,0.8来布置测压孔;对压力分布进行分段线性插值得到的垂向力及铰链轴力矩测量误差不高于-13%;用三次样条插值方法的误差不超过-6%,明显小于前者。提出的测压孔布置方案可显著提高襟翼低速风洞试验气动载荷测量准确性,在襟翼风洞测压试验设计及气动载荷测量领域具有一定的参考意义。     

OS﹣X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析

声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是,目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏,严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器,航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号,借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好,但仍存在一定差异,这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多,在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究,同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。     

超声速飞行器声爆飞行试验与声爆预测评估

声爆问题是超声速民机研制中首要解决的关键问题之一。声爆飞行试验是研究超声速飞行器声爆特性的最直接手段,可为声爆预测方法和低声爆设计技术提供真实可信的验证数据,对新一代低声爆超声速民机设计具有重要意义。中国航空研究院与中国飞行试验研究院发展了基于传感器阵列的地空一体化地面声爆测量技术,开展了国内首次超声速飞机声爆专项测试飞行试验,采集了多组真实大气条件下的声爆实测数据,验证了飞行试验方案的合理性。在飞行航迹正下方测得的声爆波形具有显著相关性,声爆信号头激波峰值相对误差在18%左右,尾激波峰值相对误差在8%左右,声爆持续时间均为0.1 s。对比分析了地面声爆实测数据与数值预测结果,发现：飞行器从测量阵列正上方飞过时,得到的声爆信号基本形态一致、持续时间较接近,声爆信号头激波、机翼前缘激波峰值相对误差小于5%;由于计算模型简化和声爆长距离传播的非线性累积效应等因素,导致声爆信号预测值与实测值在局部特征上有一定差异;后续还需深入研究真实大气环境下的超声速声爆远场传播预测方法。     

基于Stern-Volmer关系式的压力敏感涂料特性研究

Stern—Volmer关系式建立了荧光光强与表面压力之间的函数关系,是光学压敏涂料测压技术的理论基础和核心。从光化学的基本理论和基本模型出发,推导和整理出多种形式的SterwVolmer关系式,并简要评价分析了每种形式的特点及适用范围,同时,基于Stern-Volmer关系式衍生式,研究分析了压力测量值偏差、最优测压范围和压力灵敏度等压敏涂料特性参数的规律特点以及对PSP测量的影响,得出了一些对PSP测压技术工程应用具有重要参考意义的结论,     

MF-1模型飞行试验表面压力与温度测量技术研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求,引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术,设计了一种新型变厚度薄壁测温结构,有效抑制了侧向导热损失,可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据;与现有风洞试验薄壁测热技术相比,该方法可提高有效测量时间,降低时间延迟效应,适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求,采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案,通过改进装配工艺,提高了系统耐压能力,实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明:MF-1模型飞行试验测量系统可靠,获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据;在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差,以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足,是需要进一步改进的问题。     

民用飞机拖锥部件测压特性高速风洞试验研究

民用飞机试飞中拖锥部件一般拖出于机体后部一定距离来测量大气的静压,得到的数据用以对飞机的静压系统(总静压管、静压源)测得的静压数据进行校准。了解拖锥的测压特性对提高静压校准,乃至空速校准都有着重要的意义。目前对拖锥系统的校准方法主要为塔校,该方法覆盖的飞行马赫数一般在0.4以下。为了得到拖锥高马赫数下的测压特性,创新性地在跨声速风洞中对其进行了研究。研究使用了真机使用的拖锥作为主要试验件,全面分析并设计了专门的试验方案,利用跨声速风洞试验技术,在0.3至0.82马赫数范围内对拖锥管路进行了固定角度以及全自由拖锥风洞试验,得到了有规律的压力测量数据。研究内容补足了拖锥校准的马赫数覆盖范围,完善了拖锥校准体系。     

风洞流场校测与试验数据不确定度

风洞试验数据的不确定度水平反映了风洞试验结果的精确性和可靠性，在所有影响试验数据精确性的因素中，流场校测误差是一个重要而容易被忽略的因素。本文通过分析表明，超音速速度场校准误差和跨音速参考马赫数误差是影响常规测压与测力试验数据不确定度的主要因素，所以合理的进行跨、超音速流场校测，提高流场校测精准度对于提高试验数据质量具有重要意义。     

嵌入式大气数据传感系统风洞标定试验研究

首先分析了嵌入式大气数据传感(Flush Airdata Sensing,FADS)系统的空气动力学模型,对于钝头布局的FADS系统,风洞试验需对迎角误差、侧滑角误差以及形压系数进行标定;对于锥形或非规则布局的FADS系统,空气动力学模型还需要通过风洞试验或飞行试验确定。选取锥形头部模型为试验对象在FD-06风洞中进行超声速试验,模型表面压力分布趋势合理可靠,试验表明:可使用纵平面的对称测压点压力差值解算迎角,使用水平面的对称测压点压力差值解算侧滑角。     

空腔流动特性风洞试验初步研究

通过测量动、静态压力，对两个不同比例的空腔平板模型进行了测压数据相关性试验研究，同时开展了空腔流动模拟技术，即相似准则研究。确定了在跨超声速条件下不同比例空腔模型测压数据的相依关系。结果表明：不同比例模型在Ma≤0．8，Ma≥2．0时，静态压力测量数据具有相关性；0．95≤Ma≤1．2时，静态压力测量数据相关性差．但呈现统一的规律，动态压力频率特性在全部试验Ma下具有相关性。     

转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

介绍了风洞试验中常采用的前最转捩和后最转捩的特点以及使用中的限制，通过某超临界机翼的试验与数值计算压力分布的比较，重点分析了不同位最的固定转捩对机翼压力分布的影响，并对机翼测压试验中所出现的问题做了分析。通过对高雷诺数风洞试验结果的研究，讨论了低雷诺数风洞中利用自由转捩技术模拟高雷诺数情况下机翼压力分布问题。     

High-aspect-ratio Aireraft Aerodynamic Load DistributionCalculation Method Based on Piezometric Tunnel Test

为根据飞机高/低速风洞测压试验数据给出飞机的机翼,机身和尾翼的气动载荷分布,供外载荷计算使用,介绍了一种基于测压风洞试验的大展弦比飞机气动载荷分布计算方法。通过将测压试验数据插值到载荷计算模型网格中,并将测压试验数据与测力试验数据相协调,再对压力分布数据进行切面/纵向积分、样条插值和线性化拟合后,对飞机活动面中立、偏襟翼、偏副翼、偏方向舵和偏升降舵状态时的机身、短舱、机翼及翼身组合体气动载荷分布进行了计算。总结了各剖面区域表面压力随迎角,侧滑角,以及飞机舵面变化的规律,验证了测压数据与测力数据进行协调的必要性。对飞机气动载荷的设计优化有重要的反馈评估作用。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

智能型五孔压力探针测试仪的研制

介绍了一种用8098单片机处理不对向测量五孔压力探针信号的测试仪器，它可以直接用数码管显示所测空间流场的总压、静压、α角、β角、速度和各测孔压力值，由于采用了高精度的带温度补偿的压力传感器，前置放大器，提高了仪器的测量精度，该仪器输出有串口和并口，容易实现快速记录和与上位计算机通讯。本仪器可通过圆柱三孔压力探针及速度管对空间气流的α角、总压、静压和速度进行测量，所以该仪器是一台多功能的测试仪。     

高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术

综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。