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与流程

1.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：

2.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。
3.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。
4.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。
5.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。


技术实现要素：

6.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。
7.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
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p作为风洞关车总压p02，即p02=p0+
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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p0i达到p01并保持稳定；s07.按照阶梯开度k=k+
△
k*n，n=1~n，阶梯递增环状缝隙调压阀门开度k，n是风洞关车时环状缝隙调压阀门所走的总阶梯数；稳定段总压p0i随着阀门开度的阶梯增加而增加，当稳定段总压p0i达到p02后关车；s08.通过步骤s07获得的具有一一对应关系的稳定段总压数组p0i、喷管出口静压数组pouti和试验舱参考点静压数组psyci，计算各采集时刻对应的喷管出口马赫数mai和试验舱参考点马赫数masi，i=1~m，m是采集系统采集的总点数；计算公式为：计算公式为：；s09.按照，查找喷管出口马赫数mai稳定区间，并确定对应的时间区间（t1,t2）；s10.在同一张曲线图上绘制时间~总压p0i曲线、时间~喷管出口静压pouti曲线、时间~试验舱参考点静压psyci曲线；s11.在时间区间（t1,t2）范围内寻找喷管出口静压pouti与试验舱参考点静压psyci相同的时刻t，即时间~喷管出口静压pouti曲线与时间~试验舱参考点静压psyci曲线的交点；s12.找到时刻t所对应的稳定段总压p03，即为运行压力匹配点p03；s13.若未能找到运行压力匹配点p03，则分为两种情况：第一种情况是p0偏低，查看步骤s07稳定段压力达到p02后的试验舱参考点马赫数masi与喷管出口马赫数mai关系，若满足，则说明p0偏低，此时需将p0在原来基础上提高2
△
p后重复步骤s01~步骤s12，寻找运行压力匹配点p03；第二种情况是p0偏高，查看步骤s06稳定段压力达到p01之后的试验舱参考点马赫数masi与喷管出口马赫数mai关系，若满足，则说明p0偏高，此时需将p0在原来基础上降低2
△
p后重复步骤s01~步骤s12，寻找运行压力匹配点p03。
8.进一步地，所述的步骤s05中的环状缝隙调压阀门开度k满足k=f(γ，ma)函数关系，其中，γ=p01/p0s，p0s为气源压力；k=f(γ，ma)函数关系曲线通过环状缝隙调压阀门特性调试工作获得。
9.进一步地，所述的步骤s06中的稳定段总压p0i的判稳依据是：，i的取值区间为环状缝隙阀门开度为k时各采集时刻对应的区间。
10.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适用于模型单一
状态试验，在风洞试验时，试验模型的姿态角和位置参数等不发生变化。
11.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，首先基于初始参考运行总压按照给定的初始参考运行总压的下阈值计算环状缝隙调压阀门初始开度，然后阶梯变化环状缝隙调压阀门开度，通过射流风洞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。
12.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确定高速自由射流风洞超声速流场喷管出口静压与试验舱参考点静压的匹配点，以及匹配点所对应的稳定段运行总压，是快速确定特定试验状态下超声速射流匹配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的有效方法。
13.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简单、明确，理论依据充分，有助于快速准确获取特定试验状态下超声速射流均匀区压力匹配点所对应的稳定段运行总压，兼顾了流场稳定性与均匀性要求，已实际应用于高速自由射流风洞的超声速流场运行。
14.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既可应用于射流风洞超声速流场调试优化中，也可应用于陌生模型特定状态下的常规与特种试验中，应用范围广，具有通用性。
附图说明
15.图1为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中的静压测点布置图；图2为实施例1获得的时间~马赫数曲线图；图3为实施例1获得的时间~总静压曲线图。
16.图中，1.喷管出口静压测点；2.试验舱参考点静压测点；3.喷管出口；4.试验舱；5.收集器。
具体实施方式
17.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
18.实施例1如图1所示，按照风洞气流方向，射流风洞从前至后依次包括喷管、试验舱4和收集器5。在射流风洞的喷管出口3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4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psycp；选取超声速马赫数ma=2.3，初始参考运行总压p0=364kpa，
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p=60kpa，初始启动总压p01=304kpa，风洞关车总压p02=424kpa。
19.根据环状缝隙调压阀门开度函数关系k=f(γ，ma)，γ=p01/p0s，在当次p01和气源p0s条件下，环状缝隙调压阀门预置开度k =440mm。
20.风洞启动，风洞运行控制程序根据稳定段总压判稳条件，i=i~m，自动进行总压判稳。
21.当稳定段总压p0i满足判稳条件后，环状缝隙调压阀门阶梯开度开始按照
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k=20mm阶梯递增。
22.当p0i达到424kpa后风洞关车，开始进行数据处理。
23.根据马赫数计算公式，计算本次吹风的喷管出口马赫数mai和试验舱参考点马赫数masi，并绘制图2所示的时间~马赫数曲线。
24.根据环状缝隙调压阀门阶梯开度变化测得的喷管出口马赫数数组mai，计算满足的时间区间为25.18s~64.98s。
25.在图3上绘制时间~总压p0i、时间~喷管出口静压pouti、时间~试验舱参考点静压psyci曲线。
26.由图3可见pouti与psyci在时间区间25.18s~64.98s内的交汇点时刻t为42.28s，查找t=42.28秒对应的总压为稳定段总压p03，p03=384kpa。
27.最终，确定该超声速马赫数ma=2.3时，射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的稳定段总压为384kpa。
28.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高速自由射流压力匹配模式方法领域。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。