暂冲式短周期试验台涡轮性能及不确定度分析

分析了暂冲式短周期涡轮试验台的工作特点和运行特性,提出了适合该类试验台的涡轮性能测试方法,并对该测试方法进行了不确定度分析,在此基础上根据目前通用的各类传感器和测试仪表所能达到的精度指标,预估了该测试方法可能达到的性能测试的不确定度指标.指出:短周期涡轮试验在功率、转速、流量等参数的测量方法上有其特殊性;在总的涡轮性能测试指标上短周期涡轮试验完全可以达到,甚至超过连续式涡轮试验的精度;在短周期涡轮试验中,需特别注意各测量参数的同步性.

大型暂冲式风洞调压阀设计与特性实验

暂冲式风洞依靠上游的压力调节阀控制风洞运行压力,调压阀的压力调节性能和精度决定了风洞的压力控制精度。环状缝隙型式的调压阀可获得线性或近似线性的调节特性,且具有阀后气流对称性好、调节范围宽、阀芯移动过程中阻力变化均匀等优点,适合用于风洞调压。为了进一步增大调压阀的流通能力,可采取双阀并联调压的方式。给出了某大型暂冲式风洞主调压阀的型面设计方法和性能预测,并给出了性能实测结果。介绍了环状缝隙调压阀的调压型面的工程计算方法、压力调节性能曲线计算方法,最后给出了调压阀实测性能结果。测试结果表明:大型环状缝隙调压阀性能实测结果与理论预测吻合良好,为了匹配大流量下的压力调节要求,采取双阀并联调节的方式可提高风洞运行截止压力,方法可行。

暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板（丝网）的大开角扩散段通过参数的优化设计，可有效缩短暂冲式风洞启动时间，均匀进入稳定段的气流速度，并降低阀后噪声和气流脉动。针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究，设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验，从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析。试验结果表明：试验件45°扩开角＋65°平底锥的压力损失相对最小，而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大，其它试验件组合的压力损失值则相接近；各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势，且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑；试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12～14dB，对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力，同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后，气流波动幅值明显降低，气流脉动得到有效地抑制。

暂冲式短周期试验台涡轮性能测试方法及误差预估

分析了暂冲式短周期涡轮试验台的工作特点和运行特性,提出了适合该类试验台的涡轮性能测试方法,并对该测试方法进行了误差分析,在此基础上根据目前通用的各类传感器和测试仪表所能达到的精度指标,预估了该测试方法可能达到的性能测试的误差指标.研究表明:短周期涡轮试验在功率、转速、流量等参数的测量方法上有其特殊性;在总的涡轮性能测试指标上短周期涡轮试验完全可以达到,甚至超过连续式涡轮试验的精度;在短周期涡轮试验中,需特别注意各测量参数的同步性.

暂冲式燃气取样系统设计与验证

针对超燃冲压发动机燃烧室综合性能的测试需求,从取样探针、系统管路及附件选型、测控方案等角度设计了一套六点暂冲式燃气取样系统,成功实现了燃气发生器出口2.0 s和发动机燃烧室出口1.4 s取样。分别测量了燃气发生器出口测量截面Ⅰ和发动机燃烧室出口测量截面Ⅱ的O2、CO、CO2含量,并采用理论温升法推算燃烧室出口温度约为2 121 K。基于暂冲式燃气取样分析,为评估超燃冲压发动机燃烧室性能提供了新的研究思路。

PIV技术在暂冲式风洞高亚音速平面叶栅流场测量中的应用

针对PIV技术在暂冲式风洞高亚音速平面叶栅流场测量中遇到的示踪粒子投放问题,本研究通过采用高压雾化式粒子发生器以及安装在稳压段前的撒播器,有效地使示踪粒子均匀地与主流混合,并成功对某扩压叶栅在设计攻角下的叶栅流道及尾迹速度场进行测量,获得了进口马赫数从0.3至0.73的二维速度矢量场。为了验证PIV试验结果的可靠性,对叶栅流场进行了数值模拟。结果对比表明:采用PIV技术测得的叶栅中截面二维速度矢量场合理地反映了叶片槽道及尾迹的流动结构,与数值模拟结果较为接近;对于跨、超音速或大攻角下叶栅流场,需考虑是示踪粒子壁面污染对测量的影响。本研究提出的PIV测量技术可应用于基于吸附式、合成射流等流动控制技术的高亚音速叶栅流场的测量。

2m超声速风洞冲击载荷抑制方法研究

为解决暂冲式超声速风洞在启动与关车过程中因冲击载荷过大而影响系统安全的问题,提出一种2 m超声速风洞冲击载荷的抑制方法。介绍了暂冲式风洞下吹式运行方法的控制原理,分析了暂冲式超声速风洞产生冲击载荷的原因,并在暂冲式超声速风洞下吹式运行方法的基础上,提出了一种全新的引射启动/关车的运行方法,将其应用到2 m超声速风洞AGARD-B标模试验中。应用结果表明:该方法能大大降低模型的冲击载荷,保证了模型、天平及风洞系统的安全。

平面扩压叶栅流场PIV与三孔尾迹探针对比测试研究

针对PIV技术在暂冲式高亚声速平面叶栅流场中遇到的示踪粒子投放问题，通过采用高压雾化式粒子发生器以及安装在稳定段前的撒播器，有效地使示踪粒子均匀地与主流混合，并成功开展了某扩压平面叶栅叶片槽道及出口尾迹可视化测量，获得了零迎角、进口马赫数0．2～0．8状态下的二维速度矢量场。为了验证PIV在叶栅流场测试结果的可靠性，在相同工况下，将PIV测量结果分别与数值计算结果和三孔尾迹探针测量结果进行了对比分析。结果表明：采用PIV技术测得的叶栅中截面二维速度矢量场合理地反映了叶片槽道及尾迹的流动结构，与数值模拟结果较为接近；PIV与三孔楔形尾迹探针在叶栅出口尾迹的测量所获得的气流速度和主流区的出口气流角重合性较好；尾迹分离区的出口气流角重合性略差，主要原因是尾迹区气流角超出了探针校准范围，这也说明了PIV测试技术优势。本文提出的PIV测量技术也可用于连续式叶栅风洞中。

短周期全尺寸涡轮试验台及关键技术

介绍了目前国内外几种先进的短周期涡轮试验装置的方法、原理及特点 ,讨论了暂冲式涡轮试验台的关键设备和关键技术 ,包括全尺寸涡轮级试验的数据采集系统的配置 ,以及传热和气动性能试验方法。

浅谈风洞工艺布局

科学合理的风洞工艺布局是建设高性能风洞的关键内容之一。结合新建的0.6 m暂冲式风洞的设计建设,介绍了风洞厂房工艺布局的原则和设计内容,分析了风洞配套建筑中主要工艺房间的功能及其工艺参数的确定依据,并根据0.6 m暂冲式风洞引射下吹式的具体结构形式、附属用房及配套设施需求,详细叙述了0.6 m暂冲式风洞厂房的工艺布局方案,同时从施工的角度分析了在风洞厂房工艺布局和风洞厂房设计过程中容易忽略的问题,提出了建议。通过优化设计,新建的0.6 m暂冲式风洞的工艺布局较好地满足了风洞试验的使用需求。

金属烧结丝网在内场消声中的应用

利用试验手段研究暂冲式风洞稳定段内安装不同规格烧结金属丝网对风洞上游控制阀后气流噪声和湍流度抑制作用。试验结果表明:多层金属烧结丝网可在全频段内大幅度降低上游气流的噪声,最大可达21 dB;消声量与金属烧结丝网无量纲的压力损失系数成正比,压力降与金属烧结丝网层数呈现出非线性叠加的结果。另外发现烧结金属烧结丝网对气流速度脉动亦具有突出的抑制效果。例如,试验段马赫数Ma=1:5时,120目26层+160目26层组合烧结金属丝网出口气流速压脉动幅值减小为入口来流的18%,湍流度由11.7%降至3%。因此金属烧结丝网适合于暂冲式风洞的内场降噪。

风洞设计技术研究设备厂房工艺布局研究

结合CARDC现有的0.3 m×0.3 m暂冲式跨超声速风洞、声学引导风洞等10多座风洞设计技术研究设备的搬迁建设,分析了风洞设计技术研究设备厂房工艺布局的需求,介绍了风洞设计技术研究设备厂房进行工艺布局的原则,通过对现有和新建风洞设计技术研究设备进行分类整合,根据各风洞设计技术研究设备的具体结构形式、附属用房及配套设施需求,确定了风洞设计技术研究设备厂房的工艺布局,并详细叙述了风洞设计技术研究设备厂房的工艺布局方案。通过优化设计,新建的风洞设计技术研究设备厂房的工艺布局较好地满足了各风洞设计技术研究设备的使用需求。

基于故障树分析法的水洞可靠性研究

通过分析暂冲式水洞的系统结构,建立了系统的故障树;利用最小割集法对故障树进行定性分析,找到了系统所有可能的故障模式,得到了系统的34个一阶、34个二阶最小割集;总结出各种设备故障和人为因素所造成的故障,是造成本系统故障的两个主要因素;以控制系统故障树的定量分析为例,得到了计算系统可靠度及各底事件的重要度的方法,进而分析出一阶最小割集中的故障是整个系统的最薄弱环节;并提出了提高系统可靠性的相应措施。

智能模态控制器在风洞控制中的应用

介绍了暂冲式跨、超声速风洞控制系统的构成及一些基本特点，并就智能控制器在其上的应用进行了阐述，最后给出了其在风洞上的试验结果。

定/变热线过热比跨超声速流场湍流度测量

开展了基于定、变热线过热比方法测量跨超声速流场湍流度的比较研究,以满足高速飞行器与发动机的跨超声速风洞高精度实验需求。在1.2 m暂冲式跨超声速风洞上,采用定过热比、变二过热比和变八过热比等三种热线测量方法,完成了马赫数为0.30~4.25的跨超声速流场湍流度测量研究。测量结果表明:变八过热比测量精度最高,实测湍流度的蒙特卡洛模拟不确定度为0.001%~0.033%;定过热比方法与变二过热比方法可实现更快速的测量,在马赫数为0.40~2.00范围内与变八过热比测量湍流度均值偏差约9%~18%。研究结果对跨超声速流场湍流度校测、飞行器实验鉴定和数值计算具有实际助益。