[发明专利]一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法

说明书

本发明公开了一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法。该方法首先在初始参考运行总压的下阈值计算调压阀门初始开度，然后阶梯变化环状缝隙调压阀门开度，通过压力采集系统实时获得喷管出口静压、试验舱参考点静压和稳定段总压，再计算喷管出口马赫数和试验舱参考点马赫数，在喷管出口马赫数稳定后，寻找喷管出口静压与试验舱参考点静压相同的时刻，该时刻所对应的稳定段总压即为匹配点运行总压；若未出现匹配点，则调整初始参考运行总压后再继续寻找。本发明的获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法能够快速确定特定试验状态下超声速射流最佳运行压力，并将传统超声速射流流场均匀区从菱形区域扩大至射流边界区域。

技术领域

本发明属于高速自由射流风洞试验技术领域，具体涉及一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法。

背景技术

传统的高速自由射流风洞在进行超声速试验时，通常采取提高运行总压的方式进行吹风，这种方式可以确保喷管出口的菱形区域为均匀气流。而气流在菱形区域以外和射流边界以内会进行反复的膨胀加速和压缩减速过程，使得菱形区以外的流场品质急剧恶化。菱形区以内的均匀气流可以进行小迎角进气道、发动机特性等对均匀区范围要求较小的试验，且模型尺度不能超出菱形区范围。其余对流场品质要求不高的吹袭试验也可在较大射流范围内开展。但是菱形区的均匀流场范围过小，难以满足大迎角进气道、进气\机体\发动机一体化、推力矢量特性以及较大尺度模型等的高品质试验要求。

高速自由射流风洞是在20世纪中叶开始发展起来的，它没有闭口风洞试验段的壁板严格限制，允许模型堵塞度大，支撑及测试设备布置灵活，是开展推进系统、动态特性等特种风洞试验的重要地面模拟设备。美国、俄罗斯等航空航天大国修建了一系列自由射流试验设备，主要开展进气道、发动机特性等试验或吹袭试验，解决了飞行器研制过程中的诸多气动问题。目前，我国低速和高超声速的射流风洞较多，近年来，高速自由射流风洞也加快发展。

高速自由射流风洞的显著优势是允许模型的堵塞度大，但传统运行方式下的超声速射流流场均匀区较小，限制了高速自由射流风洞作用发挥。要进一步拓展高速自由射流风洞应用范围，更好满足新一代飞行器研制需求，需要提高高速自由射流流场的均匀区范围，并且快速确定相应试验状态的匹配运行压力。为使超声速自由射流在喷管出口既不产生膨胀波也不产生压缩波，其运行压力需要满足的条件是：在特定运行总压下，喷管出口静压与射流环境压力（试验舱静压）相等。当满足这个条件后，超声速射流才能在射流边界以内比较均匀的流动，使得射流均匀区范围突破菱形区的限制。

当前，随着我国航空航天事业的快速发展，先进飞行器研制对大范围的超声速射流均匀区流场模拟能力提出了迫切需求，亟需发展一种在不同试验状态下快速确定匹配运行压力的方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法。

本发明的获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法，包括以下步骤：

S01.在射流风洞的喷管出口布置喷管出口静压测点1，喷管出口静压测点1采集喷管出口静压Pout；在试验舱内壁布置试验舱参考点静压测点2，试验舱参考点静压测点2采集试验舱参考点静压Psyc；

S02.根据射流风洞设计指标，确定超声速马赫数Ma对应的射流风洞稳定段的初始参考运行总压P0；

S03.将初始参考运行总压P0降低△P作为初始启动总压P01，即P01=P0-△P；

S04.将初始参考运行总压P0增加△P作为风洞关车总压P02，即P02=P0+△P；

S05.采用P01计算射流风洞的环状缝隙调压阀门开度k，作为风洞启动时的环状缝隙调压阀门预置开度；

S06.风洞启动，保持环状缝隙调压阀门开度k不变，直至稳定段总压P0_i达到P01并保持稳定；