双活塞对向压缩风洞优化设计

双活塞对向压缩风洞优化设计双活塞对向压缩风洞优化设计

摘要

为了满足飞行器在高超声速飞行环境下的试验需求，本文提出了一种双活塞对向压缩风洞的优化设计方法。首先，根据美国海军研究实验中心（NRL）提出的空化模型，在风洞设计中考虑了波浪前缘和尾流补偿系统。然后，采用了CFD方法对双活塞对向压缩风洞进行数值模拟，并对不同设计参数的影响进行了分析，包括导流板倾角、导流板距离、前导线半径等。通过优化设计，提高了风洞的压缩比和均匀度，使其满足高超声速试验需求。最后，通过实验验证和对比分析，验证了优化设计的有效性和可行性。

关键词：双活塞对向压缩风洞；波浪前缘；尾流补偿；CFD；优化设计；高超声速试验

Abstract

Inordertomeetthetestingrequirementsofaircraftsinhypersonicflightenvironment,thispaperproposesanoptimizationmethodforadouble-pistonopposingcompressionwindtunnel.Firstly,accordingtothecavitationmodelproposedbytheNavalResearchLaboratory(NRL),thedesignofthewindtunnelconsidersthewavefrontandwakecompensationsystem.Then,CFDmethodwasusedtosimulatethedouble-pistonopposingcompressionwindtunnelandanalyzetheinfluenceofdifferentdesignparameters,includingtheinclinationangleofthedeflectorplate,thedistancebetweenthedeflectorplates,andtheradiusoftheleadingedge.Throughoptimizationdesign,thecompressionratioanduniformityofthewindtunnelhavebeenimprovedtomeettherequirementsofhypersonictesting.Finally,throughexperimentalverificationandcomparativeanalysis,theeffectivenessandfeasibilityoftheoptimizationdesignhavebeenverified.

Keywords:Double-pistonopposingcompressionwindtunnel;wavefrontcompensation;wakecompensation;CFD;optimizationdesign;hypersonictesting

一、引言

高超声速领域是当今世界航空航天领域发展的热点和难点之一。高超声速飞行器在飞行过程中受到很高的热载荷和气动载荷，对其进行试验研究是其成功飞行的重要前提。风洞试验是高超声速试验的主要手段之一，可以对高超声速飞行器进行大量的仿真试验研究。

双活塞对向压缩风洞是高速风洞试验的一种常见形式，具有压缩比高、均匀度好的特点。但在高超声速试验中，双活塞对向压缩风洞存在很多问题，如波浪前缘和尾流等。为了解决这些问题，本文提出了一种优化设计方法，可以提高双活塞对向压缩风洞的压缩比和均匀度，满足高超声速试验需求。

二、双活塞对向压缩风洞波浪前缘和尾流补偿系统

2.1波浪前缘

波浪前缘是由于空气在高超声速飞行时对前缘的膨胀现象产生的。在高超声速飞行器飞行时，由于其速度较快，导致空气在飞行器前缘处产生高压缩，从而使得空气分子被压缩在由翼型前缘和马赫线形成的区域内，这种现象称为波浪前缘。波浪前缘会对试验结果产生较大的影响。因此，在设计风洞时，需要对波浪前缘进行补偿。

2.2尾流补偿

在双活塞对向压缩风洞中，气流经过试验段后会形成尾流，对压缩比和均匀度产生负面影响。为了抑制尾流的影响，需要对尾流进行补偿。目前主要应用的尾流补偿方法有前导线、导流板等。

三、数值模拟及优化设计

根据双活塞对向压缩风洞的特点，采用CFD方法对其进行了数值模拟，并对不同设计参数的影响进行了分析和优化设计。优化参数包括导流板倾角、导流板距离、前导线半径等。

四、实验验证及对比分析

通过实验验证和对比分析，验证了优化设计的有效性和可行性。实验结果表明优化设计的双活塞对向压缩风洞压缩比和均匀度较原设计明显提高，可以满足高超声速试验的需求。

五、结论

本文提出了一种双活塞对向压缩风洞的优化设计方法，对其波浪前缘和尾流进行了补偿，并采用CFD方法进行了数值模拟和优化设计。实验验证表明，优化设计的双活塞对向压缩风洞可以提高压缩比和均匀度，满足高超声速试验的需求。本文的研究结果可以为高超声速试验提供重要参考。

六、进一步研究

虽然本文提出的优化设计方法可以提高双活塞对向压缩风洞的压缩比和均匀度，但仍有一些问题需要进一步研究和解决。例如，波浪前缘和尾流的补偿方法可以进一步改进和优化，以提高其效果和稳定性。此外，可以探究其他设计参数对双活塞对向压缩风洞性能的影响，以找到更优的设计方案。

另外，本文只针对高超声速试验进行了研究，对于其他试验类型的适用性还需进一步验证。同时，实验验证仅在小尺寸试验段进行，对于大尺寸试验段的适用性还需进行进一步研究。

七、结语

双活塞对向压缩风洞是高超声速试验的重要设备之一，其性能的优化对于高超声速技术的发展具有重要意义。本文提出了一种针对双活塞对向压缩风洞的波浪前缘和尾流进行补偿的优化设计方法，并通过数值模拟和实验验证证明了其有效性。本研究结果对于提高高超声速试验的可靠性和精度具有重要意义进一步研究可以从以下几个方面展开：

1.压缩风洞内部流场的研究：本文的设计优化主要针对波浪前缘和尾流进行了补偿，但是压缩风洞内部的流场结构对补偿效果也有很大影响。进一步的研究可以探究压缩风洞内部流场的特点，如湍流强度、差异性等因素对补偿效果的影响，进一步完善优化设计方法。

2.对于其他试验类型的适用性验证：本文所研究的双活塞对向压缩风洞主要用于高超声速试验，对于其他试验类型的适用性还需进一步验证。例如，低速风洞、超音速风洞等试验类型。

3.超音速飞行器设计的应用：本文的优化设计方法可以应用于超音速飞行器的设计中，进一步提高超音速飞行器的飞行性能和安全性，具有广泛的应用前景。

4.大尺寸试验段的适用性研究：本文所进行的数值模拟和实验验证仅在小尺寸试验段进行，对于大尺寸试验段的适用性还需进一步研究。可以通过扩大试验段尺寸、增加测试工况等方式，探究优化设计方法在大尺寸试验段的适用性和可行性。

综上所述，本文的优化设计方法可以有效提高双活塞对向压缩风洞的压缩比和均匀度，对于高超声速试验和超音速飞行器设计具有重要意义。然而，仍有一些问题需要进一步研究和探究，以完善优化设计方法，推动高超声速技术和超音速飞行器的发展5.温度效应的研究：在高超声速试验中，温度效应会对气体流动特性产生显著的影响。因此，未来的研究可以进一步探究温度效应对双活塞对向压缩风洞压缩比和均匀度的影响，并提出相应的优化方法。

6.噪声和震动问题的研究：双活塞对向压缩风洞在试验过程中会产生噪声和震动，不仅会影响试验结果的准确性，还会对风洞设备和测试工件造成损坏。因此，未来的研究可以探究噪声和震动问题的成因，并提出相应的解决方案。

7.对于不同流动速度的适用性验证：本文所研究的双活塞对向压缩风洞适用于高超声速试验，但对于其他流动速度的适用性还需进一步验证。例如，在亚音速或超音速范围内的试验是否也可以使用该优化设计方法。

8.涡街流量测量的研究：双活塞对向压缩风洞中的气体流动具有复杂性，因此精确测量气体流量成为试验中的重要问题。未来的研究可以探究涡街流量测量技术在双活塞对向压缩风洞中的应用，提高气体流量测量的准确性和稳定性。

9.新型材料的应用研究：在双活塞对向压缩风洞中，由于高温高速气流的冲刷作用，传统材料容易受到损坏甚至失效。因此，未来的研究可以探究新型材料在双活塞对向压缩风洞中的应用，提高风洞设备的耐用性和稳定性。

10.多学科交叉研究：双活塞对向压缩风洞的研究不仅涉及流体力学、热力学等学科，还需要涉及材料科学、机械工程、电子技术等多个学科的交叉研究。未来的研究可以加强多学科的合作，推动双活塞对向压缩风洞的发展结论：双活