高超声速风洞马赫数4.5喷管气动设计和数值验证

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正,然后进行数值验证,证明了计算出的型面满足国军标对马赫数的设计要求,可以投入加工生产。

某高超声速试验设备带式电阻元件测温技术

针对极端条件下电阻元件的在线温度测量问题,研制一种基于热电偶的带电测温装置。对其结构进行优化,解决测温探头与电阻元件之间的传热、绝缘以及装置自身的密封、强度等问题;通过试验得到装置在马赫数5和6条件下的温度测量值,将稳态下的测量值与计算值及来流温度值进行对比。结果表明:该装置的实测值真实可信,电阻元件处于安全运行温度范围之内,可为完善加热器电阻元件的状态监控提供依据。

高超声速风洞马赫数4.5喷管研制与应用

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力,因此,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,填补了国内在该区域的空白,具有重要意义。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正及数值模拟,证明了计算出的型面满足马赫数设计要求。在结构设计上,采取了分三段的设计方法,更加能保证内型面的连续性和光滑性,以得到更加优质的流场结果。流场校测和标模试验结果表明:研制的马赫数4.5喷管速度场满足技术指标要求,标模试验数据规律、量值可信,可以为飞行器研制提供可靠的试验数据,为飞行器研制提供数据支撑。

高超声速风洞流场总温测量装置研制

总温测量装置用于高超声速风洞流场的温度校测,为克服原有装置响应慢、密封性能差的缺点,研制了新的总温测量装置。本文提出了装置的总体设计思路,对装置的结构形式、热电偶选型、屏蔽罩等进行了详细设计,对关键技术难点采取了解决措施。装配完成后测试了装置的密封性能和时间常数,对装置校准的不确定度进行了计算,测试结果满足指标要求。目前该装置已成功应用于风洞试验中,经过了所有典型试验状态的考验,完全能满足风洞使用要求。由此证明了新装置设计中所采用的小直径偶丝配合屏蔽罩的方式以及一体化加工等特殊工艺方案对于克服原有装置存在的缺点是完全合理可行的。

某高超声速风洞主气流压力控制策略

为了满足风洞对压力调节需求,对主气流压力控制系统建立了数学模型并进行了特性分析;在此基础上对控制系统进行了PID校正设计,针对原主气流控制系统的缺陷提出了基于位置-压力的串级控制策略并进行了仿真;通过为阀门安装外置式位置传感器,实现了主气流压力的串级控制;经过马赫数5~7典型压力参数的调试运行试验证明,采用基于位置-压力的串级控制,相比之前的单回路压力控制调节时间短,抗干扰能力强,调节效果更好;由此说明了针对高超声速风洞中纯滞后压力控制采取串级控制的策略是合理的。

高超声速表面摩擦应力油膜干涉测量技术研究

针对高超声速摩阻测量的需求,将基于表面图像的摩擦应力油膜干涉测量技术(SISF)应用于Φ0.5m常规高超声速风洞。通过平板模型的风洞实验,进行了硬件设备平台研制、模型表面材料、油膜物性参数的影响特性以及干涉图像数据处理方法研究。结果表明,建立的SISF硬件设备和技术能够获得清晰的干涉条纹,平板模型表面摩擦应力测量结果与数值模拟结果一致,研制的SISF系统可以可靠地应用于高超声风洞模型表面摩擦应力测量。