高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)研究

舒海峰, 何 超, 郭雷濤, 許曉斌,2, 范孝華

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)研究

舒海峰1,*, 何 超1, 郭雷濤1, 許曉斌1,2, 范孝華1

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

準(zhǔn)確測(cè)量?jī)?nèi)流道出口參數(shù)是獲得高超聲速通氣模型內(nèi)流道氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)。目前采用的單排測(cè)壓耙或多排測(cè)壓耙、固定位置測(cè)量的方法不能全面而準(zhǔn)確地反映出口流動(dòng)的實(shí)際情況，因此開(kāi)展了新方法的研究工作。選取一個(gè)去除所有安定面和舵面的帶進(jìn)氣道升力體布局飛行器模型作為研究對(duì)象，開(kāi)展了試驗(yàn)方法研究：用CFD方法研究相鄰靜壓管之間不同距離以及靜壓管與氣流夾角對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響；研制了專用的三自由度壓力測(cè)量裝置；開(kāi)展了Ma6條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了噴管出口附近的壁面壓力、出口處的靜壓和皮托壓力。試驗(yàn)結(jié)果表明：壁面壓力和出口靜壓總體呈兩側(cè)高、中間低的趨勢(shì)；模型壁面溫度對(duì)重復(fù)性精度有較大影響；測(cè)壓排架與噴管壁面之間的相互干擾對(duì)靜壓測(cè)量準(zhǔn)度產(chǎn)生影響。

內(nèi)流道；吸氣式飛行器；皮托壓力；靜壓；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

高超聲速飛行技術(shù)是21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一，高超聲速飛行器具有重要的戰(zhàn)略意義和極高的應(yīng)用價(jià)值[1-3]。獲得優(yōu)化的氣動(dòng)布局，從而提高飛行器的氣動(dòng)性能，是高超聲速吸氣式飛行器研制中必須解決的一個(gè)重要問(wèn)題。在飛行器氣動(dòng)布局的研究和設(shè)計(jì)中，如何準(zhǔn)確獲得飛行器的內(nèi)流道氣動(dòng)特性，是需要重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題之一[4-5]。

準(zhǔn)確測(cè)量高超聲速通氣模型內(nèi)流道出口參數(shù)是獲得內(nèi)流道氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)。目前，使用測(cè)壓耙進(jìn)行出口壓力測(cè)量仍然是主要的技術(shù)手段[6]。通常是采用固定位置的單排測(cè)壓耙(見(jiàn)圖1)，靜壓和皮托壓力探針只能測(cè)量固定位置的氣流參數(shù)，不能在出口截面內(nèi)移動(dòng)。由于出口氣流極不均勻，單排測(cè)壓耙固定測(cè)點(diǎn)獲得的測(cè)量結(jié)果不能全面而準(zhǔn)確地反映出口流動(dòng)的實(shí)際情況。

為克服單排測(cè)壓耙的不足，設(shè)計(jì)過(guò)一種固定位置的多排測(cè)壓耙(見(jiàn)圖2)，在一次試驗(yàn)中同時(shí)獲得出口截面上不同水平位置的氣流參數(shù)。為避免相鄰2根靜壓管頭部激波相互干擾并保證內(nèi)流道流通面積，測(cè)點(diǎn)不能布置得太密。因此，這種方法也不能全面反映出口流動(dòng)的實(shí)際情況。

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院黃湛等人應(yīng)用DPIV技術(shù)測(cè)量了Ma5條件下的吸氣式飛行器尾噴管出口氣流速度，并用皮托壓力探針測(cè)量出口皮托壓力。通過(guò)氣流速度、總溫與皮托壓力換算得到噴管出口的靜壓[7]。此方法的優(yōu)點(diǎn)是對(duì)噴管出口流場(chǎng)的干擾很小，可以忽略不計(jì)，理論上能夠獲得整個(gè)噴管出口的流場(chǎng)分布；缺點(diǎn)是技術(shù)難度較大，設(shè)備復(fù)雜，出口氣流的總溫很難準(zhǔn)確獲得。

本研究的目的是通過(guò)研究探針布置方式對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響，改進(jìn)現(xiàn)有的測(cè)量技術(shù)，達(dá)到盡可能全面地了解吸氣式飛行器模型尾噴管出口氣流參數(shù)分布的目的，并在Φ1m高超聲速風(fēng)洞上建立更加準(zhǔn)確的噴管出口氣流參數(shù)測(cè)量技術(shù)，為飛行器設(shè)計(jì)提供更豐富、可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

1 氣流參數(shù)測(cè)量試驗(yàn)方法研究

1.1 靜壓探針布置對(duì)測(cè)量結(jié)果影響研究

若尾噴管出口處是超聲速氣流，在靜壓探針的頭部會(huì)產(chǎn)生激波，如果相鄰2個(gè)靜壓探針之間的距離太近，頭部激波的相互干擾會(huì)對(duì)測(cè)量結(jié)果造成影響；同時(shí)出口氣流是有一定流向角的，若靜壓探針與氣流流向之間夾角過(guò)大，同樣也會(huì)對(duì)測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生影響。因此，需要開(kāi)展CFD計(jì)算，研究相鄰靜壓探針之間的距離以及靜壓探針與氣流流向之間的偏角對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響。

1.1.1計(jì)算模型

計(jì)算模擬的靜壓探針是由1個(gè)半錐角為1.91°、底部直徑為4mm的尖錐與外直徑為4mm、內(nèi)直徑為2mm、長(zhǎng)度為80mm的圓筒組合而成的。在距離圓筒與尖錐貼合面19.8mm處等間隔開(kāi)4個(gè)直徑為0.4mm的小孔，小孔貫穿圓筒壁面，使內(nèi)外流場(chǎng)相通。

1.1.2計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

進(jìn)行了三維數(shù)值計(jì)算。網(wǎng)格采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，壁面第一層網(wǎng)格間距為0.001mm，外流場(chǎng)采用C-H型網(wǎng)格包裹，最終生成網(wǎng)格總數(shù)約200萬(wàn)。圖3為對(duì)稱面網(wǎng)格示意圖。

計(jì)算的來(lái)流狀態(tài)如表1所示：

表1 計(jì)算參數(shù)和計(jì)算條件Table 1 Computation parameters and conditions

計(jì)算中流場(chǎng)外邊界條件由來(lái)流狀態(tài)給出，壁面采用無(wú)滑移絕熱壁，并采用壁面差值函數(shù)，靜壓管外流場(chǎng)出口采用外插，內(nèi)腔出口在試驗(yàn)中與掃描閥連接，采用壁面邊界條件。采用CFD++商業(yè)軟件，選用k-ε湍流模型。

1.1.3計(jì)算結(jié)果分析

(1) 探針間距的影響

圖4給出了1根探針、迎角為0°時(shí)的壓力分布云圖；圖5給出了2根相鄰探針、迎角0°、不同間距時(shí)的壓力分布云圖，計(jì)算數(shù)據(jù)如表2所示。

DistanceSingle2d4d8dp/Pa1463162914681470

1根探針、0°迎角時(shí)，計(jì)算得到的靜壓為1463Pa。根據(jù)表2的結(jié)果，相鄰兩根探針距離不小于4倍管徑時(shí)相互之間基本無(wú)干擾。

綜合上述計(jì)算結(jié)果，并考慮到噴管出口實(shí)際馬赫數(shù)可能低于6，靜壓探針的最小距離應(yīng)不小于6倍管徑。

(2) 探針與氣流夾角的影響

在試驗(yàn)時(shí)，探針與氣流之間的縱向夾角可以通過(guò)三自由度壓力測(cè)量裝置的俯仰角進(jìn)行調(diào)整；而橫向夾角則只能通過(guò)在測(cè)壓耙上預(yù)設(shè)角度實(shí)現(xiàn)。由此造成的測(cè)量誤差是需要評(píng)估的。

CFD計(jì)算結(jié)果表明(見(jiàn)表3)，探針與氣流夾角在2°以內(nèi)時(shí)靜壓的測(cè)量誤差1%左右(相對(duì)0°夾角)，4°時(shí)為15%左右。

表3 氣流偏角的影響Table 3 The interference of the angle of airflow and static tube

1.2 研究對(duì)象及模擬方法

本項(xiàng)研究選取1個(gè)去除了所有安定面和舵面的帶進(jìn)氣道升力體布局飛行器模型作為研究對(duì)象。

為模擬飛行的外流條件及內(nèi)流道通氣狀態(tài)，在試驗(yàn)中采取的模擬方法如下[8]：

(1) 外形相似模擬。嚴(yán)格按照理論尺寸縮尺模擬飛行器前體、壓縮面、進(jìn)氣道和尾噴管型面。

(2) 外流模擬：外流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)模擬。

(3) 內(nèi)流道流動(dòng)。由于內(nèi)流道的流動(dòng)由外流參數(shù)、入口參數(shù)和內(nèi)流道及噴管型面所確定，因此內(nèi)流道流動(dòng)由外形相似和外流參數(shù)模擬即可保證。

1.3 測(cè)壓點(diǎn)布置

為準(zhǔn)確了解噴管出口壓力分布，應(yīng)當(dāng)測(cè)量出口截面每一個(gè)位置的壓力值，從而得到完整的出口壓力云圖。但由于受模型強(qiáng)度等因素的限制，這是不可能實(shí)現(xiàn)的。因此，在模型壁面和噴管出口布置壓力測(cè)點(diǎn)時(shí)相互之間是有一定間距的，具體布置如下：

(1) 壁面測(cè)點(diǎn)布置。為測(cè)量近壁面氣流靜壓，在與尾噴管出口截面平行、距離2mm的截面處，沿噴管四周布置了57個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)軸線嚴(yán)格垂直于當(dāng)?shù)貒姽芮忻?。圖6為壁面靜壓測(cè)點(diǎn)的位置及編號(hào)示意圖(模型反裝)。中間測(cè)點(diǎn)與兩側(cè)測(cè)點(diǎn)的距離為2.5mm，其余相鄰測(cè)點(diǎn)之間距離5mm。

(2)空間測(cè)點(diǎn)布置?？臻g測(cè)點(diǎn)是測(cè)壓耙上的靜壓和皮托壓力探針在噴管出口處的空間位置。選定的空間測(cè)點(diǎn)位置如圖7所示(模型反裝)，13行、19列，共計(jì)247個(gè)點(diǎn)位，各列之間間距均為5mm，行間距為2.5mm。最外側(cè)到噴管上下和左右壁面的距離分別為3.76和4.96mm。按照從噴管下表面到上表面、從左側(cè)到右側(cè)的順序?qū)y(cè)點(diǎn)依次劃分為第1～13行和第1～19列。

1.4 出口截面坐標(biāo)系定義及各測(cè)點(diǎn)坐標(biāo)

出口截面坐標(biāo)系定義為：以出口截面幾何中心O點(diǎn)(見(jiàn)圖6)為坐標(biāo)原點(diǎn)，OY軸指向出口底面為正，OX軸指向右為正。

各壓力測(cè)點(diǎn)的坐標(biāo)可根據(jù)坐標(biāo)系定義及測(cè)點(diǎn)位置圖(見(jiàn)圖6和7)一一確定，在此不再贅述。

1.5 測(cè)壓耙設(shè)計(jì)

測(cè)壓耙設(shè)計(jì)要考慮每個(gè)測(cè)壓點(diǎn)位測(cè)壓管與氣流的橫向夾角。由于噴管出口流場(chǎng)不均勻，很難準(zhǔn)確預(yù)測(cè)每個(gè)測(cè)點(diǎn)處的氣流流向角，只能大致估計(jì)。研究選取的試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛧姽艹隹谔巸蓚?cè)型面膨脹角約為1.35°。設(shè)左側(cè)角度為1.35°，右側(cè)為-1.35°，則測(cè)壓耙1號(hào)點(diǎn)(測(cè)壓耙最左側(cè))的預(yù)置偏角為1.35°，19號(hào)點(diǎn)(測(cè)壓耙最右側(cè))為-1.35°，從1號(hào)點(diǎn)到19號(hào)點(diǎn)依次等比例遞減。

1.6 三自由度壓力測(cè)量裝置

研制了1臺(tái)三自由度壓力測(cè)量裝置，使壓力探針能夠上下左右移動(dòng)和繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)，以盡可能正對(duì)出口氣流的流向，提高測(cè)量準(zhǔn)度。各自由度運(yùn)動(dòng)均由電機(jī)帶動(dòng)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，用編碼器進(jìn)行測(cè)量。運(yùn)動(dòng)精度為：角位移誤差小于3′，重復(fù)性定位精度優(yōu)于30″；線位移誤差小于0.3mm/100mm，重復(fù)性定位精度小于0.3mm。

1.7 壓力測(cè)量方法

1.7.1皮托壓力和壁面靜壓測(cè)量

與靜壓管不同，相鄰皮托壓力管的間距不需要滿足大于6倍管徑的要求。因此，在測(cè)壓耙上同時(shí)布置19個(gè)皮托壓力管(相鄰管子間距5mm)，在同一個(gè)試驗(yàn)車次中通過(guò)三自由度壓力測(cè)量裝置的上下移動(dòng)將247個(gè)點(diǎn)位的皮托壓力全部測(cè)完。裝置移動(dòng)到每個(gè)位置停留1.5s，以保證壓力達(dá)到平衡(靜壓測(cè)量時(shí)亦如此)。

迎角0°條件下，重復(fù)7次，分3個(gè)試驗(yàn)車次完成。其中前2次車，三自由度壓力測(cè)量裝置上下運(yùn)動(dòng)各3次，完成6次壓力測(cè)量；最后1個(gè)車次，測(cè)量裝置上下運(yùn)動(dòng)1次，完成第7次壓力測(cè)量。

在測(cè)量出口皮托壓力的同時(shí)測(cè)量噴管出口附近的壁面靜壓。

1.7.2出口靜壓測(cè)量

試驗(yàn)最初擬采用與計(jì)算相同的外徑為4mm、半錐角1.91°的靜壓管進(jìn)行靜壓測(cè)量。但考慮到外徑越大靜壓管頭部激波的影響范圍越大，相鄰靜壓管之間以及靜壓管與噴管壁面之間的干擾越嚴(yán)重，獲得的有效試驗(yàn)數(shù)據(jù)較少。保持半錐角不變、減小外徑，可以保證頭部激波的激波角不變而影響范圍大大減小，計(jì)算得到的結(jié)論依然成立。相鄰靜壓管之間的距離相應(yīng)減小，測(cè)點(diǎn)相應(yīng)增加。因此，試驗(yàn)選用了半錐角1.91°、外徑2mm的靜壓管，測(cè)量孔距靜壓管頭錐尖點(diǎn)35mm。分3次試驗(yàn)完成全部(247個(gè))點(diǎn)位的靜壓測(cè)量，3次試驗(yàn)分別測(cè)量第1/4/7/10/13/16/19列(即安裝7支靜壓探針)、第2/5/8/11/14/17列(安裝6支靜壓探針)和第3/6/9/12/15/18列(安裝6支靜壓探針)的出口靜壓，相鄰探針間距約為15mm(7.5倍靜壓管直徑)。每個(gè)試驗(yàn)車次三自由度壓力測(cè)量裝置上下運(yùn)動(dòng)1～3次，完成全部點(diǎn)位的重復(fù)性測(cè)量。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)與試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 試驗(yàn)設(shè)備及來(lái)流條件

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)的Φ1m高超聲速風(fēng)洞(Ma3～8支路)上進(jìn)行。該風(fēng)洞為一座高壓下吹-真空抽吸、暫沖式運(yùn)行的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，配備了出口直徑為1m、名義馬赫數(shù)為3、3.5、4、4.5、5、5.5、6、6.5、7和8的型面噴管，模擬高度20～60km(隨馬赫數(shù)的不同而模擬范圍有所不同)，試驗(yàn)時(shí)間30s。風(fēng)洞配備了較完善的測(cè)控系統(tǒng)，可以滿足試驗(yàn)中的各種參數(shù)測(cè)量和處理、流場(chǎng)顯示與記錄的需要。

試驗(yàn)來(lái)流條件如表4所示。

表4 試驗(yàn)參數(shù)與試驗(yàn)條件Table 4 Test parameters and conditions

模型壓力測(cè)量采用DTC initium電子掃描閥壓力測(cè)量系統(tǒng)，量程為17和103kPa，分別用于測(cè)量出口靜壓/壁面壓力(量程17kPa)和出口皮托壓力(量程103kPa)，測(cè)壓精度優(yōu)于0.2%。

2.2 試驗(yàn)裝置

圖8是安裝在風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)的試驗(yàn)裝置照片。模型通過(guò)背支撐反裝在風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)上；皮托壓力管前端以及靜壓管的測(cè)量孔與模型噴管出口平齊，安裝角度由測(cè)壓耙的預(yù)置角度確定，測(cè)壓管后端與電子掃描閥相連，電子掃描閥放置在保護(hù)盒內(nèi)；測(cè)壓耙和掃描閥保護(hù)盒通過(guò)轉(zhuǎn)接支桿安裝在三自由度壓力測(cè)量裝置上；三自由度壓力測(cè)量裝置安裝在風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)上，能夠與模型同步改變迎角，試驗(yàn)時(shí)測(cè)量裝置從上向下運(yùn)動(dòng)(即從噴管出口下表面向上表面運(yùn)動(dòng))。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果

2.3.1壁面壓力分布

圖9給出了壁面靜壓系數(shù)曲線(以來(lái)流動(dòng)壓為參考?jí)毫?，下?。

縱坐標(biāo)為壓力系數(shù)，橫坐標(biāo)為壁面靜壓測(cè)點(diǎn)的坐標(biāo)。

在噴管出口的左右兩側(cè)和底面，壁面壓力總體上呈從上到下、從兩側(cè)到中央逐漸降低的趨勢(shì)。

噴管上表面大部分區(qū)域壓力分布也是呈從兩側(cè)到中間逐漸降低的趨勢(shì)，但在接近噴管出口中央時(shí)，壓力總體上呈先增后減的趨勢(shì)，中央測(cè)點(diǎn)壓力略高于臨近測(cè)點(diǎn)。

2.3.2皮托壓力分布

圖10給出了噴管出口皮托壓力部分測(cè)量結(jié)果，分別位于噴管下表面附近、中心及其附近、上表面附近。從測(cè)量結(jié)果看，在噴管出口上表面附近皮托壓力呈“V”字形分布，即中間最低兩邊最高。在逐漸遠(yuǎn)離上表面的位置，皮托壓力分布逐漸向“M”字形變化，最大值出現(xiàn)在介于噴管對(duì)稱面和左右兩側(cè)壁之間的某一位置；對(duì)稱面附近壓力變化相對(duì)比較平緩，且越接近噴管下表面變化平緩的區(qū)域越大；噴管對(duì)稱面上的皮托壓力最大值出現(xiàn)在出口幾何中心以下的某一位置。

2.3.3出口靜壓和馬赫數(shù)分布

圖11為噴管出口靜壓的測(cè)量結(jié)果，圖12為出口靜壓分布云圖；圖13為出口部分區(qū)域馬赫數(shù)分布，圖14為出口馬赫數(shù)分布云圖。

出口靜壓總體呈兩側(cè)高、中間低的趨勢(shì)。在噴管核心區(qū)附近，馬赫數(shù)呈中間高、兩側(cè)低的趨勢(shì)；在上下壁面附近，噴管對(duì)稱面上的馬赫數(shù)低于兩側(cè)。

2.3.4α≠0°時(shí)的出口壓力分布

除開(kāi)展了α=0°時(shí)的出口壓力測(cè)量之外，本研究還進(jìn)行了α=-4°和6°時(shí)的出口壓力測(cè)量，測(cè)量方法與α=0°時(shí)完全相同。由于模型和三自由度壓力測(cè)量裝置都裝在風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)上，因此，只需要將迎角機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)到所需迎角即可。得到的數(shù)據(jù)變化規(guī)律也與α=0°時(shí)相似。

圖15為α=-4°時(shí)出口皮托壓力部分測(cè)量結(jié)果，圖16為α=-4°時(shí)出口靜壓測(cè)量結(jié)果，圖17為α=-4°時(shí)出口部分區(qū)域馬赫數(shù)分布。圖18為α=6°時(shí)出口皮托壓力部分測(cè)量結(jié)果，圖19為α=6°時(shí)出口靜壓測(cè)量結(jié)果，圖20為α=6°時(shí)出口部分區(qū)域馬赫數(shù)分布。

2.3.5與固定測(cè)壓耙測(cè)量方式的對(duì)比

傳統(tǒng)的出口參數(shù)是采用固定的單排測(cè)壓耙進(jìn)行測(cè)量，用測(cè)量位置的相關(guān)參數(shù)作為整個(gè)出口截面的氣流參數(shù)。而實(shí)際情況是，出口處的皮托壓力和靜壓的最大值與最小值之間均有幾倍的差別。因此，以某一特定位置的參數(shù)代替整個(gè)出口參數(shù)計(jì)算內(nèi)流道的氣動(dòng)特性會(huì)產(chǎn)生較大偏差。新的測(cè)量方法由于測(cè)點(diǎn)位置布置得較為密集，能夠反映整個(gè)出口截面的氣流參數(shù)分布規(guī)律。

3 結(jié)束語(yǔ)

本項(xiàng)研究選取典型外形，開(kāi)展了高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)研究。分析了以往使用的壓力測(cè)量裝置存在的不足；用CFD方法研究了靜壓管距離和安裝角度對(duì)靜壓測(cè)量結(jié)果的影響；研制了能夠滿足測(cè)量要求的三自由度壓力測(cè)量裝置；在CARDC的Φ1m高超聲速風(fēng)洞上開(kāi)展了試驗(yàn)，獲得了某飛行器噴管出口氣流的靜壓、皮托壓力和馬赫數(shù)分布，試驗(yàn)數(shù)據(jù)規(guī)律合理。研究表明，采用三自由度壓力測(cè)量裝置加裝帶預(yù)置偏角的單排測(cè)壓耙，解決了以往只能采用特定位置測(cè)量結(jié)果代替整個(gè)出口截面氣流特性從而導(dǎo)致存在較大偏差的問(wèn)題?？梢詾檠芯扛叱曀偻饽Ｐ瓦M(jìn)氣道的氣動(dòng)特性提供更加全面可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

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Investigationontesttechniqueforhypersonicflow-throughmodelnozzleoutletairflowparametersmeasurement

Shu Haifeng1,*, He Chao1, Guo Leitao1, Xu Xiaobin1,2, Fan Xiaohua1

(1. Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

The accurate measurement of hypersonic flow-through model nozzle outlet airflow parameters is significant for the estimation of the inner flow path aerodynamic characteristics. The presently available test methods are not satisfactory. A new test technique for measuring the outlet parameters is investigated, using a lifting body with air-breathing inlet, but without rudders, elevators and all stabilizers. The interference of two static tubes at different distances and the possible measurement error caused by the angle of airflow and static tube were studied by CFD. And a three degrees of freedom pressure measurement device was developed. The tests at Mach 6 were conducted to measure the nozzle wall pressure, static pressure and pitot pressure of nozzle outlet inΦ1m hypersonic wind tunnel of CARDC. Results indicate that the temperature of the nozzle outlet wall has significant impact on the repeatability of the measurement. When the distance between the nozzle outlet wall and the pressure harrow is less than six times of the static pressure tube diameter, the accuracy of the static pressure measurement would decrease.

inner flow path; air-breathing hypersonic vehicle; pitot pressure; static pressure; wind tunnel test

2017-04-14;

2017-06-22

*通信作者 E-mail: shuhaifeng892@sohu.com

ShuHF,HeC,GuoLT,etal.Investigationontesttechniqueforhypersonicflow-throughmodelnozzleoutletairflowparametersmeasurement.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 86-92,99. 舒海峰, 何 超, 郭雷濤, 等. 高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數(shù)測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(6): 86-92,99.

1672-9897(2017)06-0086-08

10.11729/syltlx20160018

V211.72

A

舒海峰(1980-)，男，山東濱州人，高級(jí)工程師。研究方向：高超聲速氣動(dòng)力與風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。通信地址：四川省綿陽(yáng)市二環(huán)路南段6號(hào)15信箱505分箱(621000)。E-mail: shuhaifeng892@sohu.com

(編輯：李金勇)