一种高超声速风洞连续变总压的试验方法与流程

1.本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种高超声速风洞连续变总压的试验方法。


背景技术：

2.当前高超声速技术飞速发展，各种复杂外形的高超声速飞行器不断出现。这些高超声速飞行器设计研制离不开气动数据的支撑，高超声速风洞试验是获取其气动数据的有效手段之一。
3.目前，在研的高超声速飞行器的气动性能对雷诺数变化十分敏感，因此，需要通过地面试验模拟高超声速飞行器随雷诺数连续变化的规律，以便为高超声速飞行器设计和控制系统设计提供输入。但是，基于现有的高超声速风洞试验技术，往往单次车只能得到一个总压状态的试验数据，无法得到总压连续变化的数据，即无法在同一次车中得到试验模型气动特性随雷诺数连续变化的规律。目前是通过多次车分别开展不同总压状态试验，来研究飞行器气动特性随总压变化规律，此方法的缺点是试验成本高、数据点少。
4.当前，亟需发展一种高超声速风洞连续变总压的试验方法。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是提供一种高超声速风洞连续变总压的试验方法。
6.高超声速风洞采用高压下吹、真空抽吸的驱动运行方式，按照气流流动方向，气流依次通过与风洞气源连接的入口流量控制阀、加热器、加热器的放气阀、风洞整流段、喷管、试验段、冷却器，最后流入真空球罐。
7.本发明的高超声速风洞连续变总压的试验方法包括以下步骤：
8.a.试验准备；将加热器内的温度调整至预设温度，将真空球罐内的气体压强控制在1000pa以下；调试高超声速风洞数据采集系统及相关测试设备；
9.b.采集数据零点；将试验模型安装在高超声速风洞试验段的试验位置，通过高超声速风洞攻角机构调整试验模型姿态，使试验模型达到预设攻角α，高超声速风洞数据采集系统及相关测试设备采集数据零点；
10.c.加热器充气；打开入口流量控制阀向加热器内预充气体，在加热器的内部压强达到总压目标压强p0后，关闭入口流量控制阀；
11.d.建立高超声速风洞流场；打开放气阀，加热器内的压强p0的气流经过风洞整流段、喷管、试验段、冷却器，最后流入真空球罐，在试验段内建立高超声速流场；
12.e.进行连续变总压试验；高超声速风洞流场建立后，打开入口流量控制阀，通过控制入口流量控制阀的开度k，改变高超声速风洞稳定段总压；同时，高超声速风洞数据采集系统及相关测试设备采集试验数据；
13.假设高超声速风洞稳定段总压维持在压强p0的开度是kc，则通过控制入口流量控制阀的开度k，开展以下几种连续变总压试验：
14.e1.k＞kc，连续增压试验；总压目标压强p0随着时间逐渐增大，引起流量增大，基于当前时刻的流量和入口流量控制阀的流量特性，计算入口流量控制阀的需要开度，并将入口流量控制阀的开度调节到需要开度；
15.e2.k＜kc，连续降压试验；总压目标压强p0随着时间逐渐减小，引起流量减小，基于当前时刻的流量和入口流量控制阀的流量特性，计算入口流量控制阀的需要开度，并将入口流量控制阀的开度调节到需要开度；
16.e3.k＝0，连续自然降总压试验；将调节阀的开度设置为零，让总压压强自燃降低；
17.f.单次试验结束；当高超声速风洞稳定段总压和真空球罐的真空度不能满足高超声速流场建立的压比条件，高超声速风洞流场自然堵塞，关闭入口流量控制阀，单次试验结束，处理单次试验数据；
18.g.重复步骤b～步骤f，获得试验模型在不同攻角状态的连续变总压试验数据。
19.本发明的高超声速风洞连续变总压的试验方法节省成本，用一次试验就能得到飞行器随总压连续变化规律，达到多次试验效果，获得的试验数据丰富，能够有效拓展应用于高超声速飞行器的气动特性及其雷诺数效应评估。
附图说明
20.图1为本发明的高超声速风洞连续变总压的试验方法使用的试验装置结构示意图；
21.图2为采用本发明的高超声速风洞连续变总压的试验方法进行测力试验获得的俯仰力矩系数随总压变化曲线。
22.图中，1.加热器；2.放气阀；3.试验模型；4.真空球罐；5.入口流量控制阀。
具体实施方式
23.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
24.如图1所示，高超声速风洞采用高压下吹、真空抽吸的驱动运行方式，按照气流流动方向，气流依次通过与风洞气源连接的入口流量控制阀5、加热器1、加热器1的放气阀2、风洞整流段、喷管、试验段、冷却器，最后流入真空球罐4；
25.本发明的高超声速风洞连续变总压的试验方法包括以下步骤：
26.a.试验准备；将加热器1内的温度调整至预设温度，将真空球罐4内的气体压强控制在1000pa以下；调试高超声速风洞数据采集系统及相关测试设备；
27.b.采集数据零点；将试验模型3安装在高超声速风洞试验段的试验位置，通过高超声速风洞攻角机构调整试验模型3姿态，使试验模型3达到预设攻角α，高超声速风洞数据采集系统及相关测试设备采集数据零点；
28.c.加热器充气；打开入口流量控制阀5向加热器1内预充气体，在加热器1的内部压强达到总压目标压强p0后，关闭入口流量控制阀5；
29.d.建立高超声速风洞流场；打开放气阀2，加热器1内的压强p0的气流经过风洞整流段、喷管、试验段、冷却器，最后流入真空球罐4，在试验段内建立高超声速流场；
30.e.进行连续变总压试验；高超声速风洞流场建立后，打开入口流量控制阀5，通过控制入口流量控制阀5的开度k，改变高超声速风洞稳定段总压；同时，高超声速风洞数据采
集系统及相关测试设备采集试验数据；
31.假设高超声速风洞稳定段总压维持在压强p0的开度是kc，则通过控制入口流量控制阀5的开度k，开展以下几种连续变总压试验：
32.e1.k＞kc，连续增压试验；总压目标压强p0随着时间逐渐增大，引起流量增大，基于当前时刻的流量和入口流量控制阀5的流量特性，计算入口流量控制阀5的需要开度，并将入口流量控制阀5的开度调节到需要开度；
33.e2.k＜kc，连续降压试验；总压目标压强p0随着时间逐渐减小，引起流量减小，基于当前时刻的流量和入口流量控制阀5的流量特性，计算入口流量控制阀5的需要开度，并将入口流量控制阀5的开度调节到需要开度；
34.e3.k＝0，连续自然降总压试验；将调节阀的开度设置为零，让总压压强自燃降低；
35.f.单次试验结束；当高超声速风洞稳定段总压和真空球罐4的真空度不能满足高超声速流场建立的压比条件，高超声速风洞流场自然堵塞，关闭入口流量控制阀5，单次试验结束，处理单次试验数据；
36.g.重复步骤b～步骤f，获得试验模型3在不同攻角状态的连续变总压试验数据。
37.实施例1
38.本实施例的试验模型3为测力试验模型，试验模型3安装在高超声速风洞的试验段内，通过高超声速风洞攻角机构调节并固定试验模型3的攻角姿态，通过测力天平测量总压目标压强p0在1
×
106～8
×
106范围内的俯仰力矩系数随总压变化曲线。从图2可以看出，总压对俯仰力矩系数具有约0.002的影响量，在进行高超声速飞行器设计时，高超声速飞行器的控制系统必须留有足够的余量。
39.尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。