力学大会2015集低噪声风洞降噪技术及初步调试校测_第1页
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文档简介

刘易仕和陆冈敦殿：飞行器研制等重大科研项目对空气动力学研究中的风洞验现目前的常规风级1]规风洞中得到的飞行器边界层转捩情况和飞行器在真实高空环境中的边界层转捩情况会产这大大阻碍了对高速飞行器的合理设计为了获得可信度更高的风洞试验结发一种有别于常规风够产风洞成为了当前研究的热动力学研究和发展的前沿技术学自主研制了6高超声速低噪声风洞该风洞通过有效的技术从而达到减小驻室噪声喷管壁面波振荡以及喷管壁面紊流边界层中的随机噪声等扰动对风洞试验影响的目的。1 6高超声速低噪声风图2稳定段设计示意前的技术是基于喉道边界层的抽吸来实现喷管壁面边界层的层流化[3]。图3Langly中心喉部边界层抽吸喷管的概念图。从图中可以看出该喷管在收3噪声风洞抽吸喷管4噪声风洞边界层抽吸喷管2、风洞调试及分析体参数的匹配性试验，主要风洞各段的压力匹配情况以及不同工况量005器性能曲罗茨真空泵，极限压力为5

-00图7阀下游压力曲线流的总压和数等参数与设计工况相匹配，为后续试验工作开展奠定基高超从图8阀门开启或关闭的瞬间风洞中相应压力会迅速降低或升高然后趋于稳证明快速阀门性能基本满足试验稳定段压力PB与减压器下游压力PI以及加热器中压力PH之间相差约0.1MPa该压力损失是由于加热器内部加热组试验中为了获得相应的来流总压应该根据不同工况情况考虑气流管路带来的压力损压阀压力设定为0.8MPa稳定段后压力稳定值在0.46MP总压力损失为42.5%图9出风洞设置试验时间为10s实验段压时间试验时间会略低于设定值图稳定段试验时间压力PB有略微上升的趋势这是由于减压阀本身性能的原因，导致在风洞运行下游阀门开启时压力不稳压力出现了轻微上升的趋势压阀的PB值更加稳定。0505图11风洞中气体温度变化曲3、流场采用PSI公司生产的多通道电子压力扫描阀，测量精度为0.8‰，采样频率为项 位测点测点测点测点压力值总压来流项 位测点测点测点测点压力值总压来流表1各测点对应来流为了降低洞实验拟飞飞环要在风体和管设计进行了降来流噪声实边界层流化优化设计的风洞和流校表明风洞能够步满足一步调试工需要在高的总压条件下行检验洞是否够试验时间满足还通过高力测量风洞流场压动场品进一步的。SchneiderStevenP.Developmentof icQuietJOURNALSPACECRAFT S,2008;45(4):641-周勇为SWT-120风洞稳定段的性能测量[J实验力学2007;22(1):85-SchneiderStevenP.,JulianoyThomasJ.,BorgzMatthewP."High-Reynolds-LaminarFlowintheMach-6Quiet-FlowLudwiegTube".36thAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit,SanFrancisco,California,周勇为,常熹钰,易仕

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