大型连续式跨声速风洞轴流压缩机故障分析与预测

大型连续式跨声速风洞是开展飞行器外形精确模拟、气动弹性评估和机体/推进一体化设计技术研究的重要地面试验设备,具备运行范围宽、动态指标要求高、系统组成复杂和投资规模巨大等特点。轴流压缩机是连续式跨声速风洞的动力源,被称为风洞的“心脏”,对风洞性能指标实现、安全稳定运行具有决定性作用。风洞轴流压缩机与工业轴流压缩机、航空压气机相比有其相似性,也有其独特性。系统分析工业轴流压缩机中常见的故障类型、诊断预警方法、故障处理方案和健康监测等,对大型连续式跨声速风洞轴流压缩机设计制造和运行维护具有重要的借鉴意义。通过分析国内典型轴流压缩机故障处理案例,结合大型连续式跨声速风洞轴流压缩机关键技术研究,为大型连续式跨声速风洞轴流压缩机研制提供了参考建议。

基于数据驱动的跨声速风洞控制方法研究

针对跨声速风洞系统具有非线性、时滞以及建模难等特点,将无模型自适应控制方法(model free adaptive control,MFAC)引入风洞流场控制器的设计中。结合风洞历史数据和MFAC,利用动态线化技术将非线性模型转换为线性模型,并通过伪雅可比矩阵更新控制率,在此基础上再根据动态数据流场模型设计、构建风洞流场控制器。通过MATLAB软件模拟风洞流场并选取某一典型工况的总压和马赫数进行仿真验证。结果表明:在风洞流场控制系统中基于MFAC控制器相较于PID控制能够使马赫数精度更高,其输出能够更快、更稳定地达到设定值。

亚跨声速风洞短轴探管速度场校测可行性研究与验证

根据GJB1179A-2012《低速和高速风洞流场品质要求》规定,速度场校测是风洞流场校测的关键项目,是评价风洞是否具备开展型号试验能力的重要依据。轴探管是用于亚跨声速风洞速度场校测的通用校测仪器。为了降低轴探管对流场的扰动,并在试验段内产生无干扰的流场,一般要求堵塞度不超过0.5%,头锥位于风洞收缩段内。近年来,随着国内2 m量级以上的大型跨声速风洞立项建设,传统的轴探管设计方案在制造、安装以及校测等方面都存在一定的困难。针对该问题,通过对轴探管头部气动外形以及安装位置的优化,削弱了轴探管头锥激波强度和扰动范围,发挥试验段加速区的消波能力,在试验段内产生了与传统长轴探管一致的无干扰流场,大大缩短了轴探管的长度,为大型跨声速风洞速度场校测的轴探管设计提供了一种可行的技术方案。

基于自适应LMS算法的跨声速风洞模型系统辨识

针对风洞试验模型系统辨识不准确的问题,利用自适应LMS(least mean square)滤波器模型对跨声速风洞模型进行系统辨识。由于实测信号中存在多模态耦合,为了提高系统辨识精准度,首先对输入输出信号作了FRF(frequency response analysis)分析得到试验模型俯仰方向前两阶模态,其次利用快速Fourier变换进行模态解耦,接着利用自适应LMS滤波器模型、传递函数模型、多项式模型对俯仰方向单模态进行系统辨识,最后得到了基于自适应LMS滤波器模型的俯仰方向一阶、二阶模态滤波器系数。通过对比不同数学模型的输出与输入之间的相关系数和均方误差及辨识结果,表明自适应LMS滤波器模型具有更高的系统辨识精准度和更简洁的数学模型结构。为后续风洞试验模型振动主动控制计算法的设计提供有力支撑。

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。

2.4 m连续式跨声速风洞大飞机精细化测力试验技术

为满足大飞机研制对风洞测力试验数据精准度的需求,并适应2.4 m连续式跨声速风洞运行特点,中国航空工业空气动力研究院成功研发了多项精细化的测力试验技术。这些技术中,低热膨胀系数高强度天平和天平温度效应补偿与修正技术有效地减小了温度变化对天平数据的影响;角度传感器和视频相结合的直接测量方法与改进后的角度叠加测量方法,均提高了模型姿态角的测量精度;基于线性回归的天平初始载荷计算方法可以一次性获得各种试验状态下的天平初始载荷,并提高气动载荷计算的准确性;基于前后置减振器的主动振动抑制技术能降低模型振动对测量数据的干扰并拓宽迎角范围;弹性变形视频测量与CFD修正技术可以有效分离高雷诺数试验结果中的弹性变形对气动力的影响量。本文对这些试验技术的原理进行了详细介绍,并给出案例证明这些试验技术能够有效提高测力试验的精准度;与ETW风洞的对比试验显示,大展弦比民机模型的升力系数偏差约0.002,阻力系数偏差约0.000 2。

低温跨声速风洞设计中的真实气体效应研究

风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100~323 K、压力100~450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明:在低温跨声速风洞的运行压力(115~450 kPa)和温度(110~323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。

连续式跨声速风洞气流湍流度计算及阻尼网设置分析

气流湍流特性是衡量风洞流场水平的一个重要指标,也是影响模型动态测量数据精准性的关键参数。针对0.6 m连续式跨声速风洞,依托2种计算方法搭建了连续式风洞整流装置湍流计算模型,给出了2种方法的湍流度计算结果,并与实际测试结果进行了比较。分析发现,2种方法获得的气流湍流衰减变化趋势基本一致,湍流度衰减主要集中在前3层阻尼网,衰减约65%;方法一较实测最大值偏大约21%,方法二与实测最小值更为接近,虽然2种方法所得结果与实测值绝对值稍有偏差,但趋势及结果量级一致,因此可有效用于风洞整流装置优化设计。

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。

2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究

针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建立了大型跨声速风洞模型设计新准则。研究结果表明:所提出和制定的方案是科学合理的,为我国大飞机研制提供了可靠的技术支撑。

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。

2.4m跨声速风洞流场性能调试研究

介绍了2.4m跨声速风洞性能调试研究结果,并作了简要分析。研究结果表明,该风洞流场品质全面达到国军标指标,部分达到当今世界先进水平。该研究首次在国内四壁均为斜孔壁的大型跨声速风洞中解决了优化开闭比、加速区分布形式以及特大驻室M数参考点位置确定等一系列技术问题,表明我国大型跨声速风洞流场性能调试研究取得新进展。

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,σMa <0.002,1.0<Ma≤1.6时,σMa <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ΔCp<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。

2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2.4m跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0.5%;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0.3~1.2、迎角-10＂~60＂、喷管偏角-20＂~20＂、喷流总质量流量0~3kg/s的双发战斗机推力矢量试验。

2.4m跨声速风洞压敏漆测量系统研制与应用研究

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2m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。

0.6m连续式跨声速风洞总压控制策略设计

总压作为连续式风洞控制系统关键指标之一,其控制精度及快速性对提高风洞试验效率、降低能耗具有重要意义。0.6m风洞为国内首座具备负压试验能力的连续式跨声速风洞,其试验工况多,压力范围广,针对该风洞压力特性,设计了总压控制策略,根据不同的压力工况确定不同的阀门组合控制方式;同时针对模糊PID对连续式跨声速风洞宽压力范围、多调节工况下压力控制适应性较差的问题,提出分段变参数加模糊PID相结合的控制算法,即先根据目标总压确定不同分段区间下基本合理的基准P、I参数,再结合模糊控制算法对基准参数进行修正。风洞调试结果表明,总压控制精度优于0.1%,控制策略能够有效满足不同工况的控制要求。

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究

影响风洞试验质量的因素很多,如流场品质、测量系统误差、支撑干扰以及洞壁干扰等。主要对模型姿态角、马赫数、模型支撑系统等影响因素进行了改进研究。通过改进使模型迎角测量精度达到0.03°、Ma数控制精度达到0.003,并有效降低了支撑干扰影响,提高了2.4m跨声速风洞的试验质量。

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。

跨声速风洞全模颤振试验悬浮支撑系统

介绍了用于CARDC的2.4m跨声速风洞全模颤振试验的悬浮支撑系统的组成、试验装置的结构及其特点、控制算法等。给出了风洞调试试验结果,并进行了简要讨论。试验结果表明,研制的悬浮支撑系统具有强度高,对模型的浮沉和滚转控制能力强等特点。

2.4m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Ma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。