干涉瑞利散射测速技术在跨超声速风洞的湍流度测试应用研究

为了测量高速流场的湍流度,研究了基于法布里-珀罗(Fabry-Pérot)干涉仪的干涉瑞利散射测速技术。设计了干涉瑞利散射速度测量装置,主要由大功率窄线宽连续激光器、法布里-珀罗干涉仪和高帧频EMCCD相机组成,激光器提供连续光源照射流场形成气体分子瑞利散射,并通过法布里-珀罗干涉仪和EMCCD,实现了对流场气体分子瑞利散射光谱精细分辨,获得了高时间分辨速度测量结果。经过理论分析,该装置的速度分辨率为1.23m/s;通过与热线风速仪湍流度测量实验的结果进行对比,验证了干涉瑞利散射测速技术具备流场湍流度非接触测量能力;利用干涉瑞利散射测速装置,在0.3m×0.3m跨超声速风洞上,开展了Ma3.0条件下流场湍流度测量实验,获得了超声速流场的平均速度和湍流度测量结果,装置时间采样率达到4kHz。

跨超声速风洞大开角段设计技术研究

跨超声速风洞大开角段设计技术研究对于提高大开角段的安全性能与改进稳定段入口气流质量有着重大意义。由于影响大开角段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高。本文通过数值模拟方法,结合适当的边界条件,对不同参数的大开角段进行了模拟,从数值模拟的结果可以看到,孔板开孔率和扩开角对大开角段性能有显著影响,通过比较得出了较为合理的参数匹配。这表明本文所用的方法用于大开角段气动设计是可行的,这为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件。

1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统研制

为提高武器干扰与分离特性测量的风洞试验能力,满足客户不断提高的试验需求,CARDC设计了一套1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统。简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标以及应用情况,风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验M数范围等诸多方面有了很大进展。

0.6米跨超声速风洞安全联锁控制系统研制

0.6米跨超声速风洞控制系统采用基于现场总线和网络的开放式集散系统,具有运行控制设备多、逻辑关系复杂的特点,为保证风洞复杂系统的状态监控和运行安全,研制了安全联锁控制系统。系统硬件包括应用层上位机、中间层PLC、执行层各设备终端,软件采用共享变量服务器SVE统一管理实现通信;通过硬件电路和ProfiNet连接两种方式的结合,实现了对风洞各设备的状态信息检测和控制指令发送;通过对风洞状态监控、安全保护功能进行分析,采用了三级冗余安全关车策略的关键技术和方法;经调试实现了检测与控制所有与风洞运行安全相关的信息和设备,能够在风洞运行出现异常时,抢占控制权限,控制各设备在安全状态下关车,压力控制精度优于0.5%;经实际应用满足了技术上保护风洞设备和参试人员安全的工程应用。

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。

亚跨超声速返回舱动稳定特性

在"阿波罗"、"联盟号"和"海盗号"等返回舱与行星探测器研发阶段,动稳定特性严重影响着降落伞系统与控制系统的设计。文章采用风洞自由振动试验方法,研究有/无前端框两种返回舱外形的动稳定特性。试验结果表明:两种返回舱外形动稳定导数的量级在全马赫数范围内都很小,在亚、跨声速,甚至超声速范围均出现动不稳定现象。该现象与返回舱分离区绕流特性密切相关。返回舱的动稳定导数随攻角的起伏变化很大,具有很强的非线性特征。在亚声速和跨声速范围,返回舱的动稳定性呈现明显的极限环振动特性。有/无前端框模型的试验结果对比表明:有前端框模型和无前端框模型动稳定性规律比较接近,但是由于前端框表面绕流影响,无前端框模型的稳定性比有前端框模型要稍差一些。

跨超声速风洞扩散段流动分离控制设计参数研究

为抑制跨超声速风洞扩散段的分离,提出了一种较为完备的设计方法。由于影响扩散段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高,该方法通过数值模拟,结合适当的边界条件,详细描述了扩散段角度、分流锥角度与长度、孔板开孔率对扩散段性能的影响;从数值模拟的结果可以看出,孔板开孔率和扩开角对扩散段性能有显著影响,通过比较得出较为合理的参数匹配,提高了扩散段的防分离性能,并改善了出口气流质量。数值结果与试验结果结论一致,表明本文所用的方法用于扩散段气动设计是可行的,为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件。

1.2m跨超声速风洞超扩段栅指控制系统

对 1 .2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统作了较为详细的介绍 ,包括硬件系统的设计、硬件配置、功能选择和软件设计 ,以及本系统与风洞总压控制系统的连接和通讯 ,最后给出了 1 .2m跨。

某亚跨超声速风洞安全联锁控制系统研制

某亚跨超声速风洞安全联锁控制系统针对风洞复杂的运行工况,采用Profinet实时以太网RT通信协议,对安全联锁控制策略以及PLC软件关车程序进行模块化设计,实现了风洞系统状态的实时监测,安全联锁控制策略的自动配置部署以及自动回零、手动、紧急这3种安全关车手段,保证了风洞试验的高效安全运行。

跨超声速风洞套筒式调压阀副密封故障分析与改进

介绍了跨超声速风洞套筒式调压阀的结构,分析了副密封的故障原因,论述了副密封的改进方案及其效果。

0.6m跨超声速风洞新技术改造后的试验段

阐述了ＦＬ－２３ 风洞新试验段设计的主要内容及技术指标，试验段的主要外形几何参数以及模型天平投放四自由度机构的性能等。

某跨超声速风洞运行监测及故障诊断系统

为满足某跨超声速风洞的试验效率和安全可靠运行要求,对风洞运行监测及故障诊断技术进行研究。系统硬件采用分级结构采集运行状态参数,软件系统分析采集数据,实现在线监测、报警预警、故障诊断的功能,并分析对报警预警策略设置及故障诊断的关键技术。实际应用结果表明:该系统可长期、可靠、有效地运行,具有一定的实用参考价值。

1.2米跨超声速风洞扩开角控制系统研制

为满足1.2米跨超声速风洞不同运行工况下的洞体条件需求,研制扩开角控制系统。该系统由西门子S7-1500PLC控制器、安川伺服驱动系统、现场总线和网络等组成,采用以主\从站布局形式的开放式集散系统架构,通过ProfiNET和Profi-Bus-DP工业现场总线实现上位机和现场控制设备通讯。软件采用模块化设计,由PLC和HMI组成,实现对各调节片的位置控制和运行状态的监测。经实际验证,在该系统控制下,扩开角段各调节片定位精度和运行速度均达到技术指标要求,保证了风洞洞体在不同运行参数下的扩开角状态。

跨/超声速间隙流动与传热特性的影响机理研究

随着涡轮性能不断提升,叶片顶部与机匣间隙两侧压差不断提高。在此作用下不可避免地产生跨/超声速间隙流动,造成流体做工的能量损失,并且对涡轮叶片顶部产生严重加热与烧蚀。针对不同间隙构型及冷却射流对间隙流场及换热的影响进行研究,结果表明:在常规平顶构型的跨/超声速间隙流动中,下壁面热流在距分离泡尾部再附点后约0.5 mm处达到最大,间隙内激波边界层干扰为典型的层流入流边界层干扰。间隙采用压力侧凹腔构型能有效降低下壁面热流,使得热流峰值相比平顶构型降低23.3%;间隙前缘的小钝化半径对热流影响较小,但会造成较大泄漏增量,这说明叶片在高温工况下自然钝化并不能有效降低热流。随着前缘钝化半径逐渐增加,存在临界半径使得分离泡恰好消失,整体热流峰值骤降。考虑叶顶射流主动冷却作用,分离泡内射流对流场的影响取决于射流压力的大小,存在合理范围使得冷却流体在分离泡后部产生较好的冷却效果,同时对前部热流影响较小。

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。

0.6米暂冲式跨超声速风洞控制系统研制

0.6米暂冲式跨超声速风洞控制系统子系统繁多,逻辑关系复杂,采用基于现场总线和网络化的开放式集散系统进行信息通讯。PXI核心控制系统作为关键子系统,在风洞不同运行阶段采用不同流场控制策略,其风洞总压和马赫数控制精度优于0.2%和0.002。安全联锁控制系统能够实时监控显示风洞运行状态,并与PXI核心控制系统构成冗余设计,在异常情况下实现风洞安全关车。柔壁喷管系统采用多轴联动定位控制,能够实现精准定位,各测点误差均小于0.2 mm。调试结果表明风洞的各项指标均达到了设计要求。

某型跨超声速风洞测力中部支架结构设计

测力中部支架是某型跨超声速风洞模型支撑系统的重要组成部分,其性能的优劣直接影响到试验过程中模型姿态角的控制。首先,针对现有测力中部支架在型号试验中滚转角间隙过大的问题,将自锁式双导程蜗杆传动应用到风洞测力中部支架机构中,同时考虑到气动载荷较大的问题,增加了滑块及胀套两个锁紧环节,成功解决了试验中测力中部支架传动机构锁紧的难题;然后,对蜗杆传动的强度进行了校核,对支撑体、主轴进行了有限元分析,研究静载情况下支撑体、主轴的受力及变形;最后,对新、旧测力中部支架进行了风洞标模试验对比,结果表明,测力中部支架结构设计合理,风洞标模试验数据相关性良好,表明新测力中部支架的研制是成功的,可应用于型号试验。

超跨声速喷流流场的PIV测量

对示踪粒子发生装置和几种粒子的特性进行了实验研究 ,发现压缩空气流中自然存在的润滑油粒子在跟随性、分布的均匀性和稳定性、以及浓度方面对于PIV测量都非常有利。实验成功地应用PIV技术对超跨声速喷流流场进行了测量 ,初步分析了测量结果与理论的差异 ,并分析了实验的可靠性和精度。

大偏转角时超声速五孔探针激波图谱数值研究

激波是超声速流动的关键性问题,而超声速来流条件下气动探针的激波图谱的研究有待进一步丰富。本文以适用于超声速来流条件下的五孔气动探针为研究对象,提出一种复合型五孔压力-温度探针的结构设计方法,并采用经过实验校核的数值方法分析跨、超声速来流绕流探针而形成的激波图谱的变化规律,其中着重关注在正对来流和相对于来流存在较大偏转角度时探针头部及杆体的激波结构。研究结果表明:跨声速来流条件下,探针头部前端会形成一道强度较大的正激波结构;超声速来流条件下,探针与来流存在较大偏转角度时,探针背风面杆体后端会形成“λ”型激波,随着来流马赫数增大最终变为正激波,且激波与附面层相互作用导致探针表面的附面层发生分离,产生了低能流体团。本文的研究成果实现探针头部和杆体激波图谱的再现,充实了超声速探针的基础数据库。

飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。