[发明专利]一种高超声速风洞真空压力进气调压方法

说明书

一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，实现了单级调压阀下的中压进气调节系统实现宽范围高精度压力调节控制，压力调节速度快，降低了进气系统设计的复杂性和调压阀的设计难度，提高了单级调压阀工作使用的灵活性，解决了传统风洞系统真空压力进气调压方法调压精度较差、无法获得目标试验参数状态、压力调节速度慢、进气系统复杂性设计难度高的问题，方法流程清晰，调压系统结构稳定。

技术领域

本发明涉及一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，属于高超声速风洞设计及流场控制领域。

背景技术

风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可测量气流对物体作用的一种管道状试验设备。风洞等气动地面模拟设备在空气动力学研究和航空航天各种飞行器设计中起着十分重要的作用。对于高超声速风洞、发动机试车台等航空航天地面气动试验设备在模拟较高高空飞行条件时，为了达到高空高度模拟气流条件，需要在风洞试验段内形成一定的真空环境，同时满足风洞高超声速马赫数运行压比的要求，则需要将风洞前室压力降低至极低真空。对于喷管出口直径大于1m的大尺寸高超声速风洞，在模拟飞行高度大于40km时，风洞主气流最小流量远远小于1kg/s，调压阀后及风洞前室气流总压为极低负压状态，最低真空压力小于9KPa，而通常风洞的配套中压气源压力较高，气源压力一般保持在1.5MPa～2.0MPa及以上，这导致直接进行压力调节时调压比大于200，此是远远超出常规调压阀最大压比仅为10左右的调节范围，进而导致高超声速风洞高空模拟试验调压难度大，压力控制精度低甚至无法调节，同时对中压气源压力提出了尽量小的要求。根据调压阀最佳的调压性能工作区间，一般当调节压力低于0.1MPa时调压阀前的进气气源压力在试验前需要降低至0.5MPa以下才能获得相对稳定的目标来流压力。而通常中压气源为多个风洞设备同时提供一定压力的压缩空气，这就使得中压气源压力很难协调到一个很低的压力值，导致高超声速风洞等航空航天地面气动试验设备高空模拟试验准备协调困难，吹风试验效率极低，调压精度较差，大大的影响了试验数据的准确性和精度，甚至无法获得目标试验参数状态，极大地限制了相关型号试验的进行与开展。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统风洞系统真空压力进气调压方法调压精度较差、无法获得目标试验参数状态、压力调节速度慢、进气系统复杂性设计难度高的问题，提出了一种高超声速风洞真空压力进气调压方法。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，步骤如下：

(1)于风洞试验前根据风洞试验所需的马赫数Ma、模拟高度H、模拟雷诺数Re，通过流体力学相关公式计算调压系统中前室目标总压P₀，并利用前室目标总压P₀根据流量公式计算流经调压系统中喷管的气流流量m₀；

(2)于风洞试验开始前进行调试试验与计算，获取调压系统中旁通阀的阀门开度α与调压系统中喷管中气流流量m的函数关系式α＝f(m)，同时获取调压系统中单级中压调压阀后压力P₁与前室总压P₀之间的管路压力损失系数η与试验马赫数Ma的函数关系式η＝f(Ma)；

(3)根据步骤(2)所得阀门开度α与气流流量m的函数关系式α＝f(m)、步骤(1)所得喷管的气流流量m₀计算风洞试验所需的旁通阀的阀门开度α；

(4)根据步骤(1)试验需要的马赫数Ma与步骤(2)所得管路压力损失系数η与试验马赫数Ma的函数关系式获得该马赫数下的调压阀后至前室的管路压力损失系数η，再利用获得的管路压力损失系数η与步骤(1)所得前室目标总压P₀计算获得单级中压调压阀的阀后目标压力值P₁；

(5)对调压系统中的真空球罐系统、前室、试验段进行抽真空，对调压系统管路进行组装；