2m超声速风洞结构设计与研究

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1、航空学报ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaFeb．252013Vol34No．2197—207ISSN1000．6893CN11-1929／Vhttp：#hkxb．buaa．edu．onhkxb@buaa．edu．cadoi：10．7527／S1000—6893．2013．00232m超声速风洞结构设计与研究虞择斌*，刘政崇，陈振华，张世洪，陈万华中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳621000摘要：2m超声速风洞是一座下吹一引射式暂冲型超声速风洞，采用全钢结构。针对该风洞具有结构尺寸大、运行工况多、流场品

2、质要求高、试验段和模型更换快捷以及采用全挠性喷管实现宽马赫数范围调节等特点进行了风洞总体和主要部段结构设计与研究。在风洞设计中利用试验方法以及丰富的风洞设计经验对洞体结构设计中的重点、难点问题进行了研究，广泛使用有限元分析方法进行理论计算，采用新颖的刚性烧结金属丝网材料进行消声降噪处理，并用挠性喷管和试验段一体化设计技术排除了挠性喷管与试验段间阶差对流场品质的影响，运用气垫运输技术使试验段和模型更换快捷、稳定。通过水压试验、振动检测、风洞静调和流场校测等方法验证风洞的结构设计是合理的，设计中新材料、新技术的应用是成功的。关键词：超声速风洞；结构设计；水压试验；挠性喷

3、管静调；流校中图分类号：V211．74+8文献标识码：A文章编号：1000—6893(2013)02—0197—11飞行器“高速化”、“精确化”是21世纪飞行器一个极为重要的发展方向，是提高飞行器效能的有效手段，而先进飞行器的研制强烈依赖于地面模拟试验设备——风洞。2m超声速风洞建成之前，中国仅有3座1．2m×1．2m跨超声速风洞和数座0．6mx0．6m跨超声速风洞，超声速地面模拟试验设备存在尺寸偏小、试验马赫数范围较窄以及试验模拟能力不足等问题，使得我们不能很好地解决先进飞行器的关键气动力问题，从而在飞行器研制的最前端形成了瓶颈，严重制约了先进飞行器的发展，在很大

4、程度上阻碍了中国飞行器装备现代化进程。目前，世界上大型的超声速风洞主要是在20世纪50年代建设的，与当时的第一代超声速飞行器研制的高潮有关，主要满足了飞船、洲际导弹和运载火箭以及有限超声速飞行能力飞机研制的需要。通过不断地改造和完善，这些超声速风洞在当前正在研制的超声速、高超声速飞行器的气动力研究中发挥了关键作用。现在世界上大型超声速风洞主要分布在航空航天强国美国、西欧和俄罗斯，这也从一个侧面印证了航空航天飞行器的研制水平同地面模拟试验设备之间的关系。在这种背景下，开展了2m超声速风洞的建设。该风洞建成后，可与现有的2．4m跨声速风洞配套，形成2m量级的亚、跨、超声

5、速气动力试验能力，满足绝大部分超声速飞行器对试验马赫数范围的要求。2m超声速风洞具有常压、增速压和降速压等多种运行方式，总体尺寸大、风洞结构复杂，结构件／Ji-r_和安装精度要求高；风洞运行时受力和热变形复杂。在设计过程中，针对风洞的结构布局、运行状态和主要部段的方案确定开展了大量的技术研究，如试验段的更换方式、风洞的热补收稿日期：2012．02．07；退修日期：2012．03·27；录用日期：2012-05·14；网络出版时间：2012-07-1117：05网络出版地址：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．201207¨．1705

6、．007．htmI*通讯作者．Tel．：0816-2464942E-mail：yhl9998@sina．com鳓用格式lYuZB，L．UZC．ChenZH．etal．Structuredesignandresearchof2msupersonicwindtunnel，ActaAeronauticaetAstronauticaSin／ca．2013．34(2)：197-207÷虞择斌．期政崇．睬振华．等．2m超声速风洞结构设计与研究．航空学报．2013．34(2)：197-207．航空学报偿、挠性喷管段挠性板材料和厚度的选取以及执行机构的确定、模型尾撑机构的设计、超扩

7、段调节片调节和支撑方式的确定等。该风洞历经结构参数静调、性能校测、流场校测、标模和型号试验，运行良好。试验段模型区速度分布全部达到国军标品质规范要求n]，试验段流场动态品质大大优于国内同类风洞，并达到国际先进水平。12m超声速风洞简介1．1主要技术参数‘211)稳定段工作压力：P垂=0．1～1．2MPa。2)试验段尺寸：2m(宽)×2m(高)×7．2m(长)。3)模型姿态角范围：迎角a=一20。～+30。，偏航角廿=--15。～+15。，滚转角j5=--180。～+180。。4)试验马赫数范围：Ma=1．5～4．0(Ma一4．0为挠性喷管设计马赫数)。1．2洞体