大型跨声速风洞配套试验技术研究

世界上大型跨声速风洞仅存三座,即美国的TDT、16T和UPWT-11ft风洞。概述了世界大型跨声速风洞建设情况,归纳并分析了现存三座大型跨声速风洞性能特点及其各自配备的试验技术,如特种试验技术、模型支撑技术、流动显示技术等。     

世界4.9m大型跨声速风洞建设研究

大型跨声速风洞在航空航天飞行器研制中具有重要地位。追溯了世界4.9 m大型跨声速风洞的建设背景和目的,研究了这些风洞的主要特征、差异和特殊试验能力。     

现有高超声速设备的试验能力局限综述

高超声速试验能力对高超声速技术的发展至关重要。本文结合高超声速飞行器和高超声速技术研究的模拟需求,介绍了高超声速试验设备的发展现状,讨论了低焓、高焓和极高焓三类典型高超声速风洞的特点和性能,重点分析了其试验能力和局限性。低焓高超声速风洞设备运行时间长,能够对其自由流特性进行具体细致的测量和深入的研究,但这些研究仅限于在低焓下进行。高焓高超声速风洞设备如反射激波风洞和膨胀管风洞等,焓值高,但又受限制于试验时间短、试验模型尺寸小、测量技术有限以及喷管喉道材料易熔化问题。通过分析最后得出启示以期为研究人员提供参考。     

2.4 m跨声速风洞低超声速流场调试试验研究

为进一步拓展风洞试验马赫数范围,在2.4 m跨声速风洞开展了低超声速流场性能调试研究,主要内容为声速喷管和孔壁试验段的最高马赫数调试,以及马赫数1.4喷管和孔壁试验段的马赫数1.4流场调试,研究风洞运行控制参数和孔壁试验段结构参数对流场品质的影响。结果表明,通过优化控制参数和调整结构参数,在2.4 m跨声速风洞孔壁试验段中成功建立了低超声速流场,可投入型号应用。     

国外大中型跨声速风洞模型支撑技术研究

在简要分析跨声速风洞特征和尺度分类基础上,概述了国外大中型跨声速风洞的建设情况。归纳并总结了国外大中型跨声速风洞模型支撑方式。介绍了美国波音跨声速风洞最新研制的双转轴模型支撑系统。     

2 m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2m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。     

印度建成新的高超声速风洞设施

正据英国《国际防务评论》2014年4月10日报道,印度科学研究所在班加罗尔基地为印度最新的高超声速风洞进行了揭牌仪式,印度科学研究所航空航天工程部操作高超声速风洞,向政府官员和媒体成功演示了马赫数为8.4的测试。高超声速风洞设施首席研究科学家和负责人Vasudevan称,高超声速风洞能够模拟马赫数6~10。该风洞设施于2014年1月建成,建造成本约     

2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统

2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统,由系统板卡自检、通道校准、系统监控、数据分析及传感器系数数据库模块组成.其在安全联锁设计包括转速信号处理、加速度信号处理、过载保护、转换三通球阀等.应用结果表明,该系统满足跨声速风洞涡轮动力模拟器试验设备对安全监控系统的技术要求.     

美国新型高超声速地面试验设施建设研究与启示

为了研判未来一段时间世界高超声速地面试验设施的发展趋势,介绍了美国近期建设的几座先进高超声速地面试验设施,包括陆军在德州农工大学系统布什作战发展综合体（BCDC）启动建设的弹道/气动光学/材料试验靶（BAM）、空军在阿诺德工程发展综合体（AEDC）升级改造建设的高雷诺数高超声速风洞（即9号风洞）、空军在AEDC研制改造的清洁空气变马赫数试验台和德克萨斯大学圣安东尼奥校区（UTSA）新建的高超声速路德维希管风洞。梳理了这些试验设施的建设背景、试验能力、试验技术,以及开展的试验与研究工作等内容,并简要总结了这些试验设施建设的经验,提出了几点启示。     

连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究

为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对关键性能进行了测试研究。研究结果表明：换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求;得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据,测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 kPa总压下的流量和压力比,风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。     

串联式超声速环形引射器的设计与分析

为了满足高超声速风洞建设的需要,开展了串联式超声速环形引射器系统的状态模拟及方案论证。结合已有的风洞尺寸,采用一维处理方法,针对试验马赫数4、6、8,对Φ2m高超声速风洞两级串联式超声速环形引射器进行方案设计,得到各级质量流量、前室总压和临界截面马赫数等参数。结果表明:Φ2m高超声速风洞采用串联式超声速环形引射器方案能保证风洞的正常运行,但气源系统和场地要求苛刻,风洞运行成本偏高。     

2023年国外高超声速技术领域发展综述

为研究国外高超声速领域最新发展现状和趋势,系统梳理了2023年世界主要国家在高超声速技术领域的重要动向。通过综合分析国外官方机构和权威网站报道,以及预算文件等信息,从发展规划、预算投入、组织管理、装备研发、技术创新、试验能力、工业能力、基础/应用研究等多维度,梳理了美国、俄罗斯、英国、法国、日本、加拿大、瑞士和伊朗等国家2023年在高超声速技术领域的重大进展。研究结果表明,2023年,国外高超声速技术发展势头依然强劲,高超声速导弹仍是多国当前发展重点,重复使用高超声速飞行器研制获得重视,并提速发展。高超声速试验能力增强,高超声速工业基础不断夯实,保障高超声速技术长远发展。     

美国高超声速风洞试验能力发展综述

风洞试验对高超声速飞行器的研制发展起着重要作用。近年来,美国国防部不断加大基础试验设施投资,通过对现有高超声速风洞设备现代化升级改造,极大地弥补了其高超声速地面试验能力的不足。调研了美国高超声速风洞试验能力发展背景,重点阐述了近期美国高超声速风洞地面试验在气动力/热、推进一体化、材料与结构等领域能力提升的主要动向,以及对特色高超声速设备建设的探索研究,并分析美国高超声速试验能力提升的举措及设备能力变化,得出了几点启示。     

模型快速插入机构控制系统

为避免高超声速风洞测热试验时模型在投放前被加热引起的测量误差,要求模型快速插入流场中间,研制了模型快速插入机构。该机构采用气液增速缸和伺服比例换向阀驱动,当风洞流场建立时由上驻室快速插入到试验流场中。控制系统运用计算机集中控制技术、电液伺服技术、交流伺服技术和工业现场总线技术,建立了相互独立的各个运动自由度控制回路。系统通过高速的数据采集和模拟量输出、读取CPU工作频率等方式,解决了模型快速插入和计时的难题。试验结果表明：该机构能实现模型的快速插入,动作过程响应迅速并运行平稳,达到了预期技术指标,说明该控制系统的设计是合理的。     

2022年国外高超声速领域发展研究

为研究国外高超声速领域发展现状，系统地梳理和分析了2022年世界主要国家在高超声速领域的重要发展动向。通过综合分析国外官方机构和权威网站报道、战略规划文件及预算投资文件等信息，从战略规划、预算投入、装备研制、技术进展、作战能力、试验能力、工业能力、基础/应用研究等多维度，梳理了美国、俄罗斯、英国、日本、朝鲜、澳大利亚、加拿大、瑞士等国家2022年在高超声速领域的重大进展及发展态势。2022年，国外高超声速导弹发展势头强劲，高超声速飞机概念布局广泛，高超声速试验技术持续发展创新，高超声速工业基础不断夯实，高超声速技术发展整体持续加速。     

风洞洞壁干扰数值模拟研究

风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究.针对风洞实验的特点,发展基于"风洞洞壁静压监测反馈调节系统"的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性.此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进行对比,研究并分析了风洞洞壁对亚声速及跨声速风洞实验的干扰影响.结果表明,在亚声速情况下,风洞洞壁对流场的影响较小,而对于跨声速流动,洞壁干扰影响较强,激波位置向后移动,且移动幅度较大.     

超声速风洞的启动特性与流路形状的影响

为改善超声速风洞的启动特性,研究了风洞下游形状对风洞起动特性的影响。以1 m×1 m超声速风洞为例,利用数值计算和试验进行了探讨,提出并验证了满足性能要求的高效风洞扩散段设计方案。介绍了风洞结构、数值分析与试验方法及其结果等。     

超声速风洞的启动特性与流路形状酌影响

为改善超声速风洞的启动特性,研究了风洞下游形状对风洞起动特性的影响。以1m×1m超声速风洞为例,利用数值计算和试验进行了探讨,提出并验证了满足性能要求的高效风洞扩散段设计方案。介绍了风洞结构、数值分析与试验方法及其结果等。     

美国AIAA亚声速和跨声速风洞流场校测标准探析

风洞流场校测是确保风洞试验数据品质的基础工作之一。简述了美国AIAA亚声速和跨声速风洞校测标准的制订背景;阐述了风洞校测标准的主要内容;探讨和分析了风洞校测标准体现出的先进理念。     

高超声速飞行器边界层转捩飞行实验项目地面试验进展

叙述了美国空军科学研究办公室发起的高超声速飞行器边界层转捩飞行实验项目的基本情况。重点介绍了BOLT项目开展的地面试验情况。叙述了5座各有特色的风洞、不同缩比的试验模型和不同测试技术,分析了地面试验的进展与目的安排,并给出了开展高超声速转捩研究的相关启示。