2.4m跨声速风洞多功能支撑系统试验技术研究

针对型号研制的风洞试验需求,在2.4m跨声速风洞中开展了多功能支撑系统试验技术研究,研制了一套多功能支撑系统.该支撑系统既可实现定侧滑角连续变迎角的试验方式,又可实现定迎角连续变侧滑角的试验方式.在0.6m跨声速风洞开展了引导性试验研究,并在2.4m跨声速风洞中对该支撑系统与传统的支撑方式进行了风洞试验对比.结果表明,多功能支撑与传统支撑方式的风洞试验数据相关性良好,表明该支撑装置的研制是成功的,可应用于型号试验.     

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平载荷大且极不匹配,在设计上,采用了串联结构,分三个元件段,分别测量轴向力A与偏航力矩Na、俯仰力矩M及法向力N与滚转力矩L分量,在元件与元件之间安排有35mm长的等直段,有效地防止各分量间的相互干扰。专门设计的加载头,刚度极好,保证了天平校准与风洞试验的一致性,提高了风洞试验数据的可靠性。于2002年5月完成了型号试验,试验结果与荷兰的HST风洞的试验结果的一直性较好,半模测力天平的成功研制填补了我国大风洞半模型测力试验的空白。     

CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试

中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器 ,利用现有中压气源驱动 ,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸 2 .4m×2 .4m ,M =0 .3～ 1 .2。稳定段最高工作压力为 0 .45MPa ,最高模型试验雷诺数Rec=1 5× 1 0 6(M =0 .90 ,C =0 .2 4m) ,稳定吹风时间≥ 1 5s。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术 ,实现总压和M数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计 ,在国内跨声速风洞中均是首次采用。     

2.4m跨声速风洞Re数模拟能力及其应用

Re数对飞行器气动特性的影响十分复杂,基于风洞试验的Re数效应预测很大程度上依赖于风洞的变Re数试验能力.综述了2.4m跨声速风洞的Re数模拟能力,并给出了某型无人机和某型战斗机在2.4m风洞的变Re数试验结果以及战斗机大迎角气动特性的Re数效应试验结果,表明了2.4m风洞的Re数模拟能力能够较好地预测Re数对飞行器气动特性的影响趋势,大迎角试验时,基于机头端部直径的试验Re数能达到超临界范围.     

2.4m×2.4m引射式跨声速风洞

正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。精度可达△M=0.002。吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。     

2.4犿跨声速风洞连续变迎角试验关键技术研究

在2.4m跨声速风洞开展连续变迎角试验技术研究中,遇到了3个难题:跨声速流场被持续扰动,快速精确补偿困难;试验有用信号频率与干扰信号频率产生重叠,降噪处理困难;信号间不同步对试验数据的影响增大,信号精确同步困难。采用总静压滤波优化和PID(Proportional Integral Differential)调节优化等方法提高流场快速跟随性,硬件+软件+小波等复合滤波方式进行降噪处理,并利用互相关函数实现各信号的精确同步,建立了2.4m跨声速风洞连续变迎角试验技术。使用J7等标模对该项技术进行了验证,结果表明,上述问题均得到有效解决,连续变迎角试验流场犕犪数稳定在±0.002范围内,数据的精准度达到阶梯测力试验水平。     

2.4m跨声速风洞TPS测控系统设计与实现

带涡轮动力模拟器(TPS)实验是一种先进的进/排气一体化动力模拟实验技术,该技术能为大型军用运输机、战略轰炸机、大型民用飞机、巡航导弹等推进/机体一体化设计提供必须的实验平台和有力的技术支撑.其中,TPS测控系统主要是为TPS单元驱动气体流量提供精确控制和测量并且负责TPS单元的安全监控工作.笔者介绍了2.4m跨声速风洞TPS测控系统的设计、实现以及调试应用情况.结果表明,整个实验系统运行稳定,工作可靠,TPS涡轮驱动气体的流量波动可以控制在0.001kg/s以内,可应用于型号实验.     

2.4m跨声速风洞颤振试验流场控制技术研究

颤振试验技术是研究飞行器颤振特性、评估安全飞行包络线的一项重要试验技术.为了满足颤振试验需要的定马赫数阶梯变速压和定总压线性变马赫数的试验要求,结合2.4m跨声速风洞的特点,有针对性地进行了控制策略设计.主要采用运动规律法和智能分段变PI实现变速压智能控制,应用运动函数实现了线性变马赫数智能控制.结果表明:该流场控制技术满足颤振试验的特殊要求,取得了流场调节过程快速、准确、可靠的试验效果.     

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。     

连续式跨声速风洞压力损失计算研究

为满足未来先进航空航天型号的发展需求,我国逐步展开了大型跨声速风洞建设工作;由于过去从未开展过大型连续式跨声速风洞建设,建设经验较为有限。连续式风洞压力损失估算及各部段气动参数计算是风洞结构、测控系统和动力系统设计的输入条件;压力损失估算结果的准确性,直接影响了风洞动力系统设计的难度。本文结合经典的压力损失计算方法,针对损失的关键部位,结合CFD数值模拟及缩比部段试验结果进行全面的分析,给出了特殊部段尤其是试验段的损失系数,并通过多次迭代计算的方式,给出了各部段气动性能。最后,将风洞压力损失估算值与某0.6 m量级连续式跨声速风洞试验结果进行对比,估算偏差在7.5%以内。     

2.4m风洞大规模测压试验技术及应用

在2.4m风洞中进行全模测压试验,可以充分利用该风洞尺寸大的优势,更精细地模拟试验对象的几何外形,在流场变化比较复杂的地方,可以尽可能多地布置测压点,更准确地测量部件性能和整体性能。但进行大规模的测压试验,对测量设备及测量技术将提出更高的要求。本文讨论了在2.4m风洞进行大规模测压试验需注意的关键技术问题,并提出了解决的方法及其应用效果。     

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.     

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估

2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用.因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作.笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平.     

2.4m跨声速风洞的模型位移视频测量精度研究

风洞试验中模型的位置和变形测量对试验数据精准度至关重要.为此,创建2.4m跨声速风洞的模型位移视频测量系统,提出度量其测量误差的方法,并实验研究其测量精度.研究发现,试验中的振动对测量精度影响极大,采用振动环境中相机位、姿解算方法后,试验段底部的编码标记点的测量误差从22.80~48.48mm降至0.03~0.64mm.     

2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测

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.