暂冲式跨超声速风洞设计关键技术.docx
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1、 暂冲式跨超声速风洞设计关键技术 姚丁夫+端木兵雷+黄文(中国航空规划设计研究总院有限公司,北京市 100120)【摘 要】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,必须建立高性能跨超声速风洞试验设备,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0.7m0.5m(高宽)暂冲式跨超声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案。方案设计主要采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道等新型技术。【关键词】跨超声速;风洞引言:高速风洞设备作为跨超声速空气动力学研究的主要手段之一,在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下,作为提供飞行器设计最原始依据的风洞
2、试验向模拟真实化、测量精细化、试验高效化和手段综合一体化方向发展,对高性能暂冲式跨超声速风洞这一基础试验平台建设提出了日趋紧迫的需求。先进飞行器对风洞总的要求是:风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套。因此,为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题,除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外,必须建造高指标的跨超声速风洞试验设备,解决飞行器风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。暂冲式跨超声速风洞是一项投资大、周期长、技术难度高的系统工程,在0.7m0.5m风洞气动总体方案设计中,主
3、要设计采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道。一、0.7m0.5m风洞总体性能和总体方案(一)风洞总体设计要求风洞试验段Ma数为0.83.5,稳定段总压为(0.130.7)105Pa,风洞试验段流场品质要求为:(a)试验段Ma数分布均匀性:M0.002(0.8M1.0),M0.005(1.0M1.2),M0.006(1.3M1.5),M0.006(M=1.75),M0.007(M=2.0),M0.008(M=2.25),M0.008(M=2.5),M0.009(M=3.0),M0.010(M=3.5);(b)試验段Ma控制精度:Mmax=0.0015(M0.9);(c)试验段
4、平均气流偏角:0.05,0.05;(d)试验段总压控制精度:0.1%;(e)试验段气流湍流度:0.2%(M1.0);(二)风洞总体方案和运行参数范围本风洞为直流暂冲式高速风洞,主要由风洞主体、气源系统、测控系统和流场校测系统等组成。气源系统包括:空气压缩机、储气球罐、干燥器、过滤器等。风洞主体包括:阀门系统、扩散段、稳定段、收缩段、亚跨超喷管段、试验段、超扩段、套筒段、亚扩段、排气塔等。测控系统包括:风洞控制系统和风洞测量系统。流场校测设备包括风洞的速度场、方向场、消波特性、总压波动及噪声测量等方面的设备。0.7m0.5m跨超声速风洞运转范围广,根据风洞激波及沿程压力损失估算得到的风洞运行压比
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