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文檔簡介

劉易仕和陸岡敦殿：飛行器研制等重大科研項目對空氣動力學研究中的風洞驗現目前的常規風級1]規風洞中得到的飛行器邊界層轉捩情況和飛行器在真實高空環境中的邊界層轉捩情況會產這大大阻礙了對高速飛行器的合理設計為了獲得可信度更高的風洞試驗結發一種有別于常規風夠產風洞成為了當前研究的熱動力學研究和發展的前沿技術學自主研制了6高超聲速低噪聲風洞該風洞通過有效的技術從而達到減小駐室噪聲噴管壁面波振蕩以及噴管壁面紊流邊界層中的隨機噪聲等擾動對風洞試驗影響的目的。1 6高超聲速低噪聲風圖2穩定段設計示意前的技術是基于喉道邊界層的抽吸來實現噴管壁面邊界層的層流化[3]。圖3Langly中心喉部邊界層抽吸噴管的概念圖。從圖中可以看出該噴管在收3噪聲風洞抽吸噴管4噪聲風洞邊界層抽吸噴管2、風洞調試及分析體參數的匹配性試驗，主要風洞各段的壓力匹配情況以及不同工況量005器性能曲羅茨真空泵，極限壓力為5

-00圖7閥下游壓力曲線流的總壓和數等參數與設計工況相匹配，為后續試驗工作開展奠定基高超從圖8閥門開啟或關閉的瞬間風洞中相應壓力會迅速降低或升高然后趨于穩證明快速閥門性能基本滿足試驗穩定段壓力PB與減壓器下游壓力PI以及加熱器中壓力PH之間相差約0.1MPa該壓力損失是由于加熱器內部加熱組試驗中為了獲得相應的來流總壓應該根據不同工況情況考慮氣流管路帶來的壓力損壓閥壓力設定為0.8MPa穩定段后壓力穩定值在0.46MP總壓力損失為42.5%圖9出風洞設置試驗時間為10s實驗段壓時間試驗時間會略低于設定值圖穩定段試驗時間壓力PB有略微上升的趨勢這是由于減壓閥本身性能的原因，導致在風洞運行下游閥門開啟時壓力不穩壓力出現了輕微上升的趨勢壓閥的PB值更加穩定。0505圖11風洞中氣體溫度變化曲3、流場采用PSI公司生產的多通道電子壓力掃描閥，測量精度為0.8‰，采樣頻率為項 位測點測點測點測點壓力值總壓來流項 位測點測點測點測點壓力值總壓來流表1各測點對應來流為了降低洞實驗擬飛飛環要在風體和管設計進行了降來流噪聲實邊界層流化優化設計的風洞和流校表明風洞能夠步滿足一步調試工需要在高的總壓條件下行檢驗洞是否夠試驗時間滿足還通過高力測量風洞流場壓動場品進一步的。SchneiderStevenP.Developmentof icQuietJOURNALSPACECRAFT S,2008;45(4):641-周勇為SWT-120風洞穩定段的性能測量[J實驗力學2007;22(1):85-SchneiderStevenP.,JulianoyThomasJ.,BorgzMatthewP."High-Reynolds-LaminarFlowintheMach-6Quiet-FlowLudwiegTube".36thAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit,SanFrancisco,California,周勇為,常熹鈺,易仕

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