挠性壁喷管撑杆单位影响曲线相关性研究及其在2m×2m超声速风洞中的应用

对挠性壁喷管撑杆单位影响曲线的相关性进行了研究,提出了一种通过已知单位影响曲线计算同一马赫数相邻撑杆及相邻马赫数同一撑杆单位影响曲线的方法,结合实验影响法成功用于2m×2m超声速风洞二元挠性壁喷管的型面优化,有效提升了第一菱形区核心流速度场均匀性,大大提高了调试效率,降低了调试能耗,缩短了调试周期。该方法对类似喷管型面优化具有借鉴意义。     

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。     

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。     

2m超声速风洞结构设计与研究

 2 m超声速风洞是一座下吹-引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构。针对该风洞具有结构尺寸大、运行工况多、流场品质要求高、试验段和模型更换快捷以及采用全挠性喷管实现宽马赫数范围调节等特点进行了风洞总体和主要部段结构设计与研究。在风洞设计中利用试验方法以及丰富的风洞设计经验对洞体结构设计中的重点、难点问题进行了研究,广泛使用有限元分析方法进行理论计算,采用新颖的刚性烧结金属丝网材料进行消声降噪处理,并用挠性喷管和试验段一体化设计技术排除了挠性喷管与试验段间阶差对流场品质的影响,运用气垫运输技术使试验段和模型更换快捷、稳定。通过水压试验、振动检测、风洞静调和流场校测等方法验证风洞的结构设计是合理的,设计中新材料、新技术的应用是成功的。     

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.      

2m×2m超声速风洞流场控制策略研究与实现

2m×2m超声速风洞是一座大型引射下吹式风洞,总压控制具有非线性、时变、大滞后特性,引射器和主调压阀同时运行时存在一定的耦合特性。为了满足风洞试验对总压控制精度和收敛速度的要求,对不同马赫数试验条件下,风洞流场启动和串级智能稳定控制策略进行了深入研究,并在调试过程中对控制方法进行了验证,控制结果达到风洞指标要求。     

Φ3m高温风洞流场性能校准

中国空气动力研究与发展中心Φ3 m高温风洞是新建成的3米量级暂冲型、自由射流式高温风洞，采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热产生高压高温高速气体和真空抽吸联合运行。为评估该高温风洞流场性能，开展了风洞调试和流场校测试验。试验结果表明：风洞可模拟马赫数4～7、高度17～30 km飞行条件下的马赫数、动压、总焓、氧组分、时间等参数，最高总温2 335 K；风洞流场品质好、均匀区尺寸大，喷管出口均匀区尺寸达到喷管出口直径的80%以上，均匀区内马赫数和总温偏差均优于2%；流向马赫数菱形均匀区大于理论预测值，流向总温均匀区呈直筒形分布；风洞长时间运行时流场参数波动小，马赫数和总温波动均优于2%。风洞具备了开展高速飞行器空气动力学、推进、材料与结构等试验研究的能力。     

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1．6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

分开排气系统的1种设计方法及其性能研究

针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。     

超声速变马赫数风洞流场参数线性变化验证

旋转喷管型面使超声速变马赫数风洞在单次运行过程中可连续调节实验区的马赫数,便于研究飞行器的机动过程、进气道起动过程中的气动问题。在控制喷管型面旋转过程中,流场参数能否线性变化是衡量超声速变马赫数风洞性能的一个重要指标。分析变马赫数风洞实验区流场参数的线性变化规律,利用弹簧光顺的动网格技术建立数值仿真模型,验证喷管位于马赫数3.041~3.215 范围所对应的位置时,实验区流场参数是否满足线性变化规律。结果表明：通过对喷管型面旋转的控制实现了风洞实验区流场参数的线性变化,动态计算结果与预期实验区流场参数线性变化规律吻合良好;在不同加速度的流场参数线性变化过程中,各时刻实验区的平均参数与预期参数之间的偏差均小于0.13%。     

超声速喷管性能优化研究与应用

基于重启全局最优化方法和高斯过程（GP）模型,以模型区流场指标为优化目标,对超声速喷管型面进行优化设计。给出0.6m连续式跨声速风洞流场测试结果,提出优化问题并验证了CFD计算的有效性。利用拥挤距离来控制重启局部优化算法的位置,实现更高效的重启全局最优化算法;利用高斯过程模型对喷管设计参数与模型区流场性能指标的关系进行建模,构造替代数学模型来执行优化搜索,以减少实际的CFD评估次数。结果表明:该方法能以较小的代价实现对喷管性能的优化,模型区马赫数方均根偏差由0.012降到0.001,马赫数梯度由0.049降到0。      

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。     

气流粉碎机用三元超声速喷管设计研究

针对气流粉碎机上超声速喷管的使用特点，根据超声速风洞喷管设计的一般原理以及三元特征线理论和边界层修正的理论，提出了一种实用的三元轴对称超声速喷管的设计方法。本方法对收缩段，扩张段分别进行设计。根据设计制成样品进行吹风实验，采用测量出口静压的方法来间接测量出口马赫数。实验表明实验结果与理论计算能够较好的吻合。     

超音速喷管收缩扩张段匹配问题研究

超音速喷管由收缩和扩张两段组成,是高速风洞中获得超音速流动的重要部件。对于超音速喷管收缩段设计方法的研究较多,但尚未见到喷管收缩段的几种设计型面曲线如何与扩张段合理匹配问题的研究。针对以上的问题,利用CFD数值模拟方法对几种收缩曲线与扩张段匹配问题进行了计算。通过对计算结果进行对比分析,发现不同收缩曲线对超音速喷管内流有一定的影响,分析了流场特征,展示了马赫数在喷管内部的分布。     

基于椭圆积分的单支点半柔壁喷管大挠度成型半解析求解与验证

为提升跨超声速风洞单支点半柔壁(SJSF)喷管分析精度和效率,发展了基于椭圆积分的柔性壁板大挠度变形半解析求解方法.以0.3 m低温风洞单支点半柔壁喷管为研究对象,建立型面组件力学模型,基于欧拉梁理论推导柔性壁板型面曲线的微分方程,给出了椭圆积分的表达形式.利用Maple软件编制了计算程序,并以此针对马赫数为1.15和...     

半柔壁喷管气动设计关键控制参数研究

采用数值模拟的手段,对半柔壁喷管流场进行模拟.主要目的是通过研究流场的均匀性,确定喷管各气动设计控制参数对设计结果的影响,为半柔壁喷管的设计优化提供指导.本文着重研究了不同喷管最大膨胀角θA,喷管半消波区控制参数θB,喷管半消波区分布控制参数m,边界层修正角,收缩段型面形式等因素对流场的影响.对得到的结果进行了分析,初步确定了进行半柔壁喷管设计的控制参数,为下一步工作打下了基础.     

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。     

矢量喷管推力特性的风洞试验技术

该试验技术的研究包括喷流模拟器的研制、地面校准系统的研制、喷管天平数据修正方法研究以及风洞验证试验。研制的喷流模拟器内置喷管推力测量天平,设计了地面推力特性试验校准架,建立了地面试验系统。分析了影响喷管天平测量结果的附加刚度效应、压力效应和流动效应3个主要因素,通过地面校准架建立了相应的测量数据修正方法。针对特定喷管,开展了0°、5°、10°和15°四个偏转角度的喷管,在不同落压比下的推力和矢量角地面验证试验研究。进一步将喷流模拟器和喷管安装在模型上,在中国空气动力研究与发展中心的8m×6m低速风洞开展了落压比为3时的模型纵向气动特性试验研究。研究结果表明:以喷流模拟器为核心的喷管推力特性试验技术能够在地面和风洞试验中有效测量矢量喷管的推力大小、矢量角大小和对飞行器气动特性的影响量。从测量结果来看,落压比为2时,有效推力偏角最大,实际偏角为10°时的有效偏角可以增加3°。喷管偏转10°时,推力对模型的气动力影响最大,其中升力系数可以增加0.066。      

马赫数2～4连续可调风洞数值模拟及静态标定试验

型面旋转连续可调风洞可以获得出口马赫数连续变化的出口流场,其结构简单、易于调节、响应迅速,成为目前国内外的研究热点,具有很好的发展前景。本文针对某优化设计的出口马赫数2~4的变马赫数风洞喷管,进行了全流场三维数值仿真校核,并进行了风洞流场静态标定试验,获得了该连续可调风洞在不同马赫数下的流场品质及流场均匀区大小。结果显示:该连续可调风洞在马赫数2~4下的出口流场均匀性良好,流场品质满足固定几何风洞流场的国军标要求;试验得到的不同马赫数工况下均匀区大小均大于理想菱形区的2/3,均匀区马赫数标准差在马赫数2~3工况下小于0.01,在马赫数3.5工况下为0.013 6,说明该连续可调风洞可以实现马赫数的连续变化,且具有良好的流场品质,可用于后续的风洞试验。     

华中科技大学Φ0.5m马赫6 Ludwieg管风洞设计与流场初步校测

高超声速风洞是研究高超声速空气动力学关键问题的重要手段，但是常规高超声速风洞建设和运行成本偏高，不利于深入开展高超声速飞行器部分空气动力学基础问题研究。本文以低成本研究型高超声速风洞设计为目标，基于Ludwieg管设计原理，开展了Φ0.5 m口径马赫数6高超声速Ludwieg管的气动设计。首先采用数值手段对储气段、快开阀以及Laval喷管设计进行了分析，重点关注了采用弯曲储气段的Ludwieg管风洞非定常启动过程，之后使用皮托耙和皮托管等对风洞实验段的自由来流进行了初步校测。结果表明，采用快开阀主控的Ludwieg管高超声速风洞可以获得良好的流动品质，弯曲储气段虽然会影响膨胀波系的传播强度，但对其传播速度以及风洞的流场品质影响不大；风洞初步校测的数据显示，该风洞的来流马赫数分布品质优良，且来流压力脉动幅值低于德国与美国同类管风洞。该研究为设计低成本、大口径、研究型高超声速风洞提供了参考，可服务于高超声速空气动力学关键气动问题的实验研究。