[发明专利]1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法

说明书

1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法，属于航空航天气动力风洞试验技术领域。为实现一种用于1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的精准控制。本发明1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的工况包括亚跨声速低动压流场、亚跨声速连续变马赫数流场、超声速高马赫数节能流场，根据选择的所述1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的工况进行1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制，包括亚跨声速低动压流场控制、亚跨声速连续变马赫数流场控制、超声速高马赫数节能流场控制。本发明实现了亚跨声速低动压流场控制、亚跨声速连续变马赫数流场控制以及超声速高马赫数节能流场控制。

技术领域

本发明属于航空航天气动力风洞试验技术领域，具体涉及1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法。

背景技术

风洞试验模型尾部支撑由于结构简单、支架干扰小的特点，作为高速风洞最常用的支撑形式，但风洞试验模型尾部支撑方式的结构刚度低，内部阻尼小，在开展风洞试验时受风洞气流脉动影响较大，支撑系统容易出现振动问题，尤其在进入大攻角试验状态时，受非定常气动力作用，更容易引发模型系统的振动。在开展大升力面飞行器试验时，模型系统需要承受较大的载荷，对模型、天平设计造成较大困难，并给风洞试验带来极大安全隐患；在开展大长细比飞行器风洞试验时，由于缩比，天平和支杆直径更小，使得模型系统的刚度进一步降低，导致由于振动问题造成风洞试验风险高甚至难以顺利开展。针对上述问题，除了采用振动抑制措施消除或降低模型系统的振动幅度外，更重要的是需要通过降低动压的方式减小模型所受载荷。因此，在亚跨声速采用低动压流场控制用于避免模型支撑系统刚度引起的振动的发生。

飞行器飞行时如果出现气流分离，可能会导致抖振，抖振是分离气流中随机脉动压力激励引起的飞行器结构强迫振动。从飞行器结构角度来说，抖振会导致飞行器结构应力增加，降低结构的疲劳寿命。从飞行器使用角度来说，抖振降低了飞行的性能，影响武器系统的瞄准、跟踪和射击，也会影响航电设备的正常工作和乘员的舒适性。因此，飞行器设计将抖振作为一个重要因素予以考虑。在飞行器设计时，通过开展抖振试验，确认飞行器模型的抖振边界。抖振边界指机翼或其它部件抖振开始发生的飞行器迎角或此迎角下升力系数随马赫数变化的曲线，表示超过此边界飞行器即会产生抖振。因此，在开展抖振类试验时，通常会采用定迎角连续变马赫数试验技术。另外，在开展飞行器阻力发散马赫数风洞试验研究时，精确获知阻力发散时对应的马赫数，则同样需要具备连续变马赫数试验技术。对于连续式风洞来说，连续变马赫数试验流程控制技术很容易实现，但对暂冲式亚跨声速风洞来说，实现亚跨声速连续变马赫数流场控制有较大难度，其主要难点在于马赫数变化速度和马赫数的控制精度方面。

在风洞中产生超声速流动的首要条件之一是风洞上下游必须有足够的压力比，并且压力比随马赫数提高而增大。根据等熵关系，风洞稳定段与试验段压力之比在M=2.0时仅为7.8，而M=3.0时剧跃至36.7。因此，超声速风洞通常会设计为吹引式，因为单一的直流下吹式风洞存在明显的缺陷，由于需要启动的总压要求较高，其安全性较差；启动冲击载荷大，给模型和天平的设计带来很大困难。因此，超声速风洞特别是M≥3.0的超声速风洞很少采用单一的下吹式控制方式，一般都采用吹引式流场控制方式，即在风洞启动时需要使用辅助的引射器以降低风洞流场的启动总压。但吹引式流场控制方式需要很大的引射气量，其所需的引射气量往往大于主气量的几倍甚至十几倍，而引射气量来自同一气源，这使得风洞运行耗气量成倍增大，试验成本增加且风洞有效运行时间减少。因此，在超声速高马赫数时，采用超声速高马赫数节能控制具有很高的经济价值。

发明内容

本发明要解决的问题是为了实现一种用于1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的精准控制，提出1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法。

为实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法，包括如下步骤：