一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统及设计方法技术方案

一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统及设计方法，属于航空气动力试验技术领域，本发明专利技术为了解决风洞气弹试验可能发生颤振损坏飞行器以及超声速试验运行不稳定的问题。包括应急快速阀门，换热器依次通过风洞换热器连接管路、旁通回流调节阀和高速扩散段再入管路与高速扩散段相连；风洞驻室通过驻室连接管路与风洞换热器连接管路相交连通，驻室连接管路上设有应急快速阀门；进行气弹实验时，打开应急快速阀门可使换热器的高压气体迅速流入低压的风洞驻室，进而快速降低试验马赫数来保护气弹模型不被破坏；进行超声速试验时，通过调节旁通回流调节阀，使换热器高压气体受控流入低压的高速扩散段，实现风洞流场的稳定建立。实现风洞流场的稳定建立。实现风洞流场的稳定建立。

【技术实现步骤摘要】
一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统及设计方法


[0001]本专利技术属于航空气动力试验
，尤其涉及一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统及设计方法。

技术介绍

[0002]连续式跨超声速风洞是高速飞行尤其是高速飞机研制的重要气动力试验基础设施，其中实现大范围的马赫数运行是极其必要的，是风洞设施发挥效能的重要因素，除运行范围外，风洞的特种试验能力也是评价风洞综合效能的重要因素。
[0003]风洞气弹试验研究在气动弹性力学中起着十分重要的作用，众所周知，风洞试验为气动弹性研究奠定了坚实的试验基础。涉及到非线性问题的试验其难度更大，非线性问题中出现的分岔、混沌、突变现象等再现都是十分棘手的问题。而这些试验结果、现象观察又恰是非线性模型建立的事实基础，这些关键的气弹试验问题，需要先进的试验技术及设备支持。颤振是一种破坏性极强的振动现象，一旦发生，会在极短时间内造成结构毁灭性的损坏，给飞行器带来巨大的危险，所以，在真实飞行过程中，必须避免颤振现象的发生。由于在飞行试验中出现颤振可能导致飞机损坏，而且对于颤振边界的调整设计可能会对飞行器的气动外形和结构分布有较大改变，所以使用实际飞行试验来确定颤振边界危险性极大，成本十分高昂，也会大大延长飞行器研制周期。因此，需要在飞行器设计研制阶段，以地面试验的手段对飞行器的颤振边界做出提前预测。其中，风洞试验因为可以很大程度上模拟飞行过程中的流场状态，很好的反应实际飞行状态下气动力的特点，一直被作为最主要的颤振边界预测手段而应用于飞行器设计研制之中。由于涉及到流固耦合的破坏边界问题，因此在进入边界的瞬间如果风洞试验条件不能快速脱离颤振状态，试验模型将完全破坏进而造成破坏风洞的风险。
[0004]另一方面，连续式跨超声速风洞由于流量范围宽、运行压比高，轴流压缩机很难覆盖整个试验运行包线范围，在超声速高马赫数区域往往会超出压缩机的喘振边界，进而使得压缩机难以设计选型，需要通过风洞采用特殊设计，在不影响风洞试验状态前提下调整风洞内部的流量和压力损失运行包线。
[0005]因此，亟需提出一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统及设计方法，在风洞外围空间有限的前提下综合解决上述技术问题。本项技术结合连续式高速风洞不同部段的高低压力特点，通过管路通流位置的适当选取对风洞特种试验需求和稳定运行需求开展了融合、改进与创新。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是提供一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统及设计方法，以解决风洞气弹试验可能发生颤振损坏飞行器以及超声速试验运行不稳定的问题。本专利技术所采用的技术方案如下：一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统，包括风洞换热器连接管路、应急快
速阀门、驻室连接管路、旁通回流调节阀和高速扩散段再入管路；所述跨超声速风洞包括依次相连并形成回路的压缩机、低速扩散段、换热器、第一拐角段、第一等直段、第二拐角段、稳定段、喷管段、试验段、高速扩散段、第三拐角段、第二等直段和第四拐角段，稳定段、喷管段和试验段组合的部分外部套接有风洞驻室；风洞换热器连接管路的一端与换热器相连，风洞换热器连接管路的另一端通过旁通回流调节阀与高速扩散段再入管路的一端相连，高速扩散段再入管路的另一端与高速扩散段相连；风洞驻室通过驻室连接管路与风洞换热器连接管路相交连通，驻室连接管路上设有应急快速阀门；所述风洞换热器连接管路、应急快速阀门和驻室连接管路构成气弹试验安全系统，进行气弹实验时，旁通回流调节阀关闭，应急快速阀门处于可启闭状态；所述风洞换热器连接管路、旁通回流调节阀和高速扩散段再入管路构成超声速试验稳定系统，进行超声速试验时，应急快速阀门关闭，旁通回流调节阀处于可调节状态。
[0007]本专利技术还提供了一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统设计方法，依托于上述的一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统实现，包括如下步骤：步骤一：对应急快速阀门进行选型，设定气弹试验安全保护时间为t秒，风洞马赫数需从M1降低至M2，在M1试验工况下，风洞驻室内的压力为P1，在M2试验工况下，风洞驻室内的压力为P2，则在换热器和风洞驻室之间压力平衡前后，风洞驻室内的压差为
△
P= P2‑ꢀ
P1，在气弹试验安全保护时间终止时，应急快速阀门的流量系数K
V
根据下式确定：；式中：为流经应急快速阀门的介质在标况下的密度，单位为Kg/ Nm3；为应急快速阀门的阀后平均体积流量，单位为m3/s；T为流经应急快速阀门的介质温度，单位为K；P0为换热器处的总压力，单位为MPa；应急快速阀门的阀后平均体积流量通过下式确定：；式中：为风洞驻室的容积，单位为m3；为风洞驻室内的平均压力，单位为MPa；步骤二：在换热器和高速扩散段之间设计依次相连的风洞换热器连接管路、旁通回流调节阀和高速扩散段再入管路；步骤三：在风洞换热器连接管路和风洞驻室之间设计驻室连接管路，在驻室连接管路上设计应急快速阀门。
[0008]与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：
进行气弹实验时，旁通回流调节阀关闭，应急快速阀门处于可启闭状态，进行气弹实验时，可通过快速打开应急快速阀门，使换热器的高压气体迅速流入低压的风洞驻室，进而快速降低试验马赫数来保护气弹模型不被破坏；进行超声速试验时，应急快速阀门关闭，旁通回流调节阀处于可调节状态，进行超声速试验时，由于压缩机高压比范围难以稳定运行，通过调节旁通回流调节阀，使换热器高压气体受控流入低压的高速扩散段，实现风洞流场的稳定建立；本专利技术应用了连续式高速风洞不同部段压力有区别的特点，仅通过流通管道和阀门的设置，实现了拓展风洞稳定运行范围和特种试验安全保障能力。
附图说明
[0009]图1是本专利技术的系统结构图。
[0010]图中：1
‑
风洞换热器连接管路、2
‑
应急快速阀门、3
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驻室连接管路、4
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旁通回流调节阀、5
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高速扩散段再入管路、6
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压缩机、7
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低速扩散段、8
‑
换热器、9
‑
第三拐角段、10
‑
第二等直段、11
‑
第四拐角段、12
‑
稳定段、13
‑
喷管段、14
‑
试验段、15
‑
高速扩散段、16
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第一拐角段、17
‑
第一等直段、18
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第二拐角段、19
‑
风洞驻室。
具体实施方式
[0011]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本专利技术。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本专利技术的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本专利技术的概念。
[0012]本专利技术所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接即为不可拆卸连接包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种跨超声速风洞的安全稳定运行控制系统，其特征在于：包括风洞换热器连接管路（1）、应急快速阀门（2）、驻室连接管路（3）、旁通回流调节阀（4）和高速扩散段再入管路（5）；所述跨超声速风洞包括依次相连并形成回路的压缩机（6）、低速扩散段（7）、换热器（8）、第三拐角段（9）、第二等直段（10）、第四拐角段（11）、稳定段（12）、喷管段（13）、试验段（14）、高速扩散段（15）、第一拐角段（16）、第一等直段（17）和第二拐角段（18），稳定段（12）、喷管段（13）和试验段（14）组合的部分外部套接有风洞驻室（19）；风洞换热器连接管路（1）的一端与换热器（8）相连，风洞换热器连接管路（1）的另一端通过旁通回流调节阀（4）与高速扩散段再入管路（5）的一端相连，高速扩散段再入管路（5）的另一端与高速扩散段（15）相连；风洞驻室（19）通过驻室连接管路（3）与风洞换热器连接管路（1）相交连通，驻室连接管路（3）上设有应急快速阀门（2）；所述风洞换热器连接管路（1）、应急快速阀门（2）和驻室连接管路（3）构成气弹试验安全系统，进行气弹实验时，旁通回流调节阀（4）关闭，应急快速阀门（2）处于可启闭状态；所述风洞换热器连接管路（1）、旁通回流调节阀（4）和高速扩散段再入管路（5）构成超声速试验稳定系统，进行超声速试验时，应急快速阀门（2）关闭，旁通回流调节阀（4）处于可调节...

【专利技术属性】
技术研发人员：李庆利，崔晓春，张刃，文旭锋，许岭松，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：