双喉道Ludwieg管风洞启动过程及其有效运行时间延长

Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台。但是,快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞长期受快开阀影响,产生不同类型的来流扰动模态。双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞上游部件的扰动来源,但是会导致风洞有效运行时间大幅缩短。针对该问题,通过非定常数值模拟对双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的启动特性进行研究,然后对第1喷管扩张段与稳定段进行了融合设计,研究了不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及流场品质的影响。结果表明,采用减小扩张角组合设计能够使双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的有效运行时间提升近20%,并且对下游实验段内的静态流场品质几乎无影响,有效提高了风洞的实验能力。同时,相较于较大的扩张角组合,较小的扩张角设计能够减少约10%的总压损失。

Ludwieg管向超声速流域拓展的设计技术

Ludwieg管风洞能低成本、高效率地产生低湍流度的高超声速气流,被广泛用于高超声速(马赫数6及以上)基础空气动力学实验研究。尽管Ludwieg管式高超声速风洞逐渐普及,但是基于Ludwieg管风洞管原理建设的超声速风洞并不多见,制约了实验人员对超声速空气动力学问题的研究。本文以拓展德国不伦瑞克工业大学马赫数6Ludwieg管风洞到马赫数3流域为例,详细介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的设计技术。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞在传统Ludwieg管风洞的结构基础上额外引入一个Laval喷管(第一段Laval喷管)和稳定段,并重新设计试验段对应的Laval喷管(第二段Laval喷管),最终获得超声速流动。文章首先介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的空气动力设计原理;之后分别介绍了不同部件在这种风洞上的优化设计方法;最后,针对这种风洞的独特设计特点,对其将来的发展方向以及科研应用背景进行了展望。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞基于常规的Ludwieg式管风洞改建而成,在继承原Ludwieg管风洞优点的同时,以极低的成本拓展了原风洞的运行速域,极其适合高校和科研机构用于开展超声速空气动力学的基础实验研究。

双翼尖涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

采用一种结构化矩形直机翼涡发生器产生一对大小不同、方向相反的翼尖涡,调节双涡涡量的大小比例Γ1/Γ2及其间距b,触发两涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性。实验采用流动显示方法定性观察双涡相互作用过程,通过二维PIV(粒子成像测速)系统定量研究双涡相互作用特征,得到双翼尖涡中主涡及次涡的运动特性、环量-时间特性。对不同实验参数下残余环量比例进行分析,发现双涡涡量大小比例Γ1/Γ2在1.3～1.4、b为50mm时双涡相交削弱效果良好,能够实现翼尖涡强度削弱程度达30%～40%。

一种采用双弯管储气段布局的高超声速Ludwieg管设计

高超声速Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学研究的重要平台之一。但是常规Ludwieg管风洞采用长直储气段,对试验场地需求较大,一定程度上阻碍了基础研究型高超声速试验平台的建设。针对该问题,开展了一种双弯管储气段布局的高超声速Ludwieg管气动设计,重点研究了采用双弯管储气段布局的高超声速Ludwieg管风洞非定常启动过程以及弯管储气段布局对管风洞流场的影响,并基于新建成的Φ0.25 m马赫数6高超声速Ludwieg管风洞进行了试验验证。结果表明,试验数据与数值预测一致,在合理设计Ludwieg管弯管与储气段直径比的前提下,膨胀波系在储气段的行进会产生微弱的总压波动,但其对风洞自由来流的影响基本可以忽略不计。

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。

基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超声速风洞的自由来流品质进行了静态和动态的标定,验证了风洞的设计Mach数,并给出了流场的动态扰动特征;最后,基于7°半张角尖锥标模开展了高超声速边界层转捩实验,通过表面齐平式安装的高频PCB传感器获得边界层不稳定波,分析了高超声速边界层不稳定波的演化特征.以上工作表明,Ludwieg管相对常规高超声速风洞具有建设和运行成本低、运行效率高、流场品质好等优点,适合开展高超声速边界层转捩等基础实验研究.

飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

以飞机起降过程中主翼和尾翼产生反向涡系存在相互作用的事实为背景,设计了一套反向双漩涡发生装置。通过改变两涡的位置关系与初始涡强度比值,采用流动显示与粒子成像测速(PIV)技术,对涡系相交不稳定性的作用特性进行了研究。结果表明:小涡的引入改变了主涡原有运动轨迹,合理地引入小涡的位置与小涡的强度,对主涡能量的衰减有明显的促进作用,但它们之间不呈现明显的线性关系;涡空间运动轨迹的分析,对未来完善机场起降控制模型有一定借鉴意义;实验结果也为飞机整体设计提供了一定参考依据,在满足飞行力学的设计基础上,优化整体气动布局对降低飞机尾流强度有显著的影响。

Effect of Non-Equilibrium Condensation of Moist Air on Flow Field in Ludwieg Tube

The time-dependent behavior of non-equilibrium condensation of moist air through a Ludwieg tube with a diaphragm downstream is investigated by using a computational fluid dynamics work. The two-dimensional, compressible, Navier-Stokes equations, fully coupled with the condensate droplet growth equations, are numerically solved by a third-order MUSCL type TVD finite-difference scheme with a second-order fractional time step. Baldwin-Lomax turbulence model is employed to close the governing equations. The present computations represent the experimental flows well. The results obtained show that for an initial relative humidity over 40 %, the periodic excursions of the condensation shock occurs in the Ludwieg tube, and the frequency increases with the initial relative humidity. It is also found that total pressure loss due to non-equilibrium condensation in the Ludwieg tube should not be ignored even for a very low initial relative humidity. Furthermore, the variations of condensation properties are also

飞机尾流控制的SPIV实验研究

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV(体视粒子图像测速技术)系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C(二维/三分量)数据,给出了三种不同尾翼情况(两种有尾翼情况及一种无尾翼情况)下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。

宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术

随着高马赫数飞行器研制需求的增加,急需脉冲型风洞运行范围向中低马赫数段扩展,特别是需要具有跨马赫数运行能力。以路德维希管原理运行的管风洞试验设备,由于建设及使用成本较低、参数调节方便、流场品质高等优点,已在亚/跨/超声速及高超声速领域得到了发展和应用,体现出了宽马赫数的应用潜力。本文分析了宽马赫数脉冲型风洞发展现状,重点介绍了路德维希管风洞及其在宽马赫数应用中急需解决的关键技术,包括宽马赫数喷管设计技术、高温管外加热技术以及高温高压隔离技术。

等熵轻质活塞风洞的特性分析

阐述了忽略活塞质量时等熵轻质活塞风洞的工作机理及其特征,并与激波风洞、炮风洞和罗德维奇风洞等暂冲式风洞进行了比较,从而为不同情况下选择不同类型的风洞提供了 依据.

宽速域高超声速气动热风洞理论与技术挑战

随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加,对气动热载荷的评估提出了更为苛刻的要求,需要宽速域高超声速气动热风洞同时具备低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间等模拟能力。概述了宽速域脉冲型风洞发展现状,对比分析了以Ludwieg管风洞原理运行的优势及所面临的挑战,并针对“可实现性”“可用性”及“好用性”问题,提出了相应的解决措施。

组合式宽马赫数风洞设计与流场特性

脉冲型风洞是开展高超声速飞行器研制和气动热力学研究的重要试验设备。本文基于激波风洞和Ludwieg管风洞组合运行原理,突破了高温管外静态加热技术、高温高压气体隔离技术、大口径高温膜片设计技术等系列关键技术,设计建设了FL-63脉冲型组合式宽马赫数风洞,设计马赫数范围3.0~10.0,采用双模式组合运行模式,中低马赫数段(Ma 3.0~4.5)采用Ludwieg管风洞运行模式,最高温度可达900K,可复现飞行高度的总焓和总压,有效运行时间大于150ms;高马赫数段(Ma5.0~10.0)采用激波风洞运行模式,有效运行时间大于20ms,最高驱动压力30MPa。本文通过运行方式的灵活组合,兼顾了低马赫数和高马赫数来流的不同模拟需求,实现了宽马赫数范围的试验能力。

新概念机翼尾流特性实验

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数,实现较大迎角的起飞和降落,而机翼在大迎角状态下,翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡,严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性,提出一种新概念飞机襟翼布局,通过水槽实验发现:新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用,不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考,在满足飞行力学设计的基础上,合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散,提高机场飞机起降效率。