CN111006840B - 一种高超声速风洞真空压力进气调压方法 - Google Patents

Abstract

一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，实现了单级调压阀下的中压进气调节系统实现宽范围高精度压力调节控制，压力调节速度快，降低了进气系统设计的复杂性和调压阀的设计难度，提高了单级调压阀工作使用的灵活性，解决了传统风洞系统真空压力进气调压方法调压精度较差、无法获得目标试验参数状态、压力调节速度慢、进气系统复杂性设计难度高的问题，方法流程清晰，调压系统结构稳定。

Description

一种高超声速风洞真空压力进气调压方法

技术领域

本发明涉及一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，属于高超声速风洞设计及流场控制领域。

背景技术

风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可测量气流对物体作用的一种管道状试验设备。风洞等气动地面模拟设备在空气动力学研究和航空航天各种飞行器设计中起着十分重要的作用。对于高超声速风洞、发动机试车台等航空航天地面气动试验设备在模拟较高高空飞行条件时，为了达到高空高度模拟气流条件，需要在风洞试验段内形成一定的真空环境，同时满足风洞高超声速马赫数运行压比的要求，则需要将风洞前室压力降低至极低真空。对于喷管出口直径大于1m的大尺寸高超声速风洞，在模拟飞行高度大于40km时，风洞主气流最小流量远远小于1kg/s，调压阀后及风洞前室气流总压为极低负压状态，最低真空压力小于9KPa，而通常风洞的配套中压气源压力较高，气源压力一般保持在1.5MPa～2.0MPa及以上，这导致直接进行压力调节时调压比大于200，此是远远超出常规调压阀最大压比仅为10左右的调节范围，进而导致高超声速风洞高空模拟试验调压难度大，压力控制精度低甚至无法调节，同时对中压气源压力提出了尽量小的要求。根据调压阀最佳的调压性能工作区间，一般当调节压力低于0.1MPa时调压阀前的进气气源压力在试验前需要降低至0.5MPa以下才能获得相对稳定的目标来流压力。而通常中压气源为多个风洞设备同时提供一定压力的压缩空气，这就使得中压气源压力很难协调到一个很低的压力值，导致高超声速风洞等航空航天地面气动试验设备高空模拟试验准备协调困难，吹风试验效率极低，调压精度较差，大大的影响了试验数据的准确性和精度，甚至无法获得目标试验参数状态，极大地限制了相关型号试验的进行与开展。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统风洞系统真空压力进气调压方法调压精度较差、无法获得目标试验参数状态、压力调节速度慢、进气系统复杂性设计难度高的问题，提出了一种高超声速风洞真空压力进气调压方法。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，步骤如下：

(1)于风洞试验前根据风洞试验所需的马赫数Ma、模拟高度H、模拟雷诺数Re，通过流体力学相关公式计算调压系统中前室目标总压P₀，并利用前室目标总压P₀根据流量公式计算流经调压系统中喷管的气流流量m₀；

(2)于风洞试验开始前进行调试试验与计算，获取调压系统中旁通阀的阀门开度α与调压系统中喷管中气流流量m的函数关系式α＝f(m)，同时获取调压系统中单级中压调压阀后压力P₁与前室总压P₀之间的管路压力损失系数η与试验马赫数Ma的函数关系式η＝f(Ma)；

(3)根据步骤(2)所得阀门开度α与气流流量m的函数关系式α＝f(m)、步骤(1)所得喷管的气流流量m₀计算风洞试验所需的旁通阀的阀门开度α；

(4)根据步骤(1)试验需要的马赫数Ma与步骤(2)所得管路压力损失系数η与试验马赫数Ma的函数关系式获得该马赫数下的调压阀后至前室的管路压力损失系数η，再利用获得的管路压力损失系数η与步骤(1)所得前室目标总压P₀计算获得单级中压调压阀的阀后目标压力值P₁；

(5)对调压系统中的真空球罐系统、前室、试验段进行抽真空，对调压系统管路进行组装；

(6)根据步骤(3)所得旁通阀的阀门开度α打开旁通阀至开度α，对调压系统的进气总阀及单级中压调压阀间管路进行充气；

(7)于调压系统管路中单级中压调压阀前设置压力测点，并于该测点压力充气达到单级中压调压阀工作压力范围时，打开单级中压调压阀，同时打开前室前高温高压快速截止阀；

(8)当调压系统管路中试验段内气体流场稳定后，保持旁通阀开度使开度充气速率与喷管排气速率相等；

(9)利用步骤(4)所得单级中压调压阀的阀后目标压力值P₁，并于单级中压调压阀后设置压力测点，以压力测点压力值为闭环控制反馈对象通过PID控制调节单级中压调压阀阀门开度直至压力测点压力值达到控制精度要求且稳定；

(10)于试验段中风洞试验流程结束后，依次关闭单级中压调压阀、高温高压快速截止阀、旁通阀，完成风洞试验。

所述调压系统具体包括中压气源、进气总阀、旁路阀、单级中压调压阀、截止阀、分配阀、加热器、高温高压快速截止阀、前室、喷管及试验段、真空球罐系统，中压气源输出端与加热器输入端相连，中压气源输出端与加热器输入端间进气管路上依次设置有进气总阀、旁路阀、单级中压调压阀、截止阀、分配阀，加热器输出端与前室输入端相连，连接处设置有高温高压快速截止阀，前室输出端与喷管输入端相连，喷管输出端与试验段输入端相连，试验段输出端与真空球罐系统相连。

所述步骤(5)中，真空球罐系统、前室、试验段需要抽真空至压力小于100Pa。

所述单级中压调压阀为液压驱动。

所述测点压力值控制精度要求具体为不大于0.5％。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供的一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，实现了单级调压阀下的中压进气调节系统实现宽范围高精度压力调节控制，压力调节速度快，降低了进气系统设计的复杂性和调压阀的设计难度，不受气源压力条件的限制，可有效提高风洞、试车台等气动地面模拟设备的试验效率与试验精度，可以满足风洞、试车台等气动地面模拟设备要求提供超低真空压力调压的来流要求；

(2)本方法实现了单级调压阀的大范围压力调节，提高了单级调压阀工作使用的灵活性，具备从小于9KPa的极低负压到1.2MPa以上较高来流压力的调节范围，压力范围调节比例超过200，同时保证了压力调节精准，可以达到0.3％，大大满足国军标GJB4399-2002对风洞、试车台等气动地面模拟设备对气流控制稳定性的要求，具有快速调压能力，使调压阀后管道容积较大的进气系统调压稳定速度快，延长了稳定试验时间。

附图说明

图1为发明提供的风洞真空压力进气调压系统结构示意图；

图2为发明提供的风洞真空压力进气调压方法流程示意图；

具体实施方式

一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，通过模拟风洞试验提前获得所需参数的函数关系式，并根据实际试验所需数据计算试验过程中需要的阀门开度与单级中压调压阀的目标压力值最终完成风洞试验的配置流程，如图2所示，具体步骤为：

(1)根据风洞试验所需的马赫数Ma、模拟高度H、模拟雷诺数Re，通过流体力学相关公式计算得到前室目标总压P₀，按照一维等熵流动，计算流过风洞喷管的气流流量：

式中，C为常数，对空气γ＝1.4，P₀为前室总压，T₀为前室总温，A为喷管喉道面积，q(λ)为流量系数，在喷管喉道处为1；

其中，如图1所示，风洞试验的调压系统具体包括中压气源、进气总阀、旁路阀、单级中压调压阀、截止阀、分配阀、加热器、高温高压快速截止阀、前室、喷管及试验段、真空球罐系统，中压气源输出端与加热器输入端相连，中压气源输出端与加热器输入端间进气管路上依次设置有进气总阀、旁路阀、单级中压调压阀、截止阀、分配阀，加热器输出端与前室输入端相连，连接处设置有高温高压快速截止阀，前室输出端与喷管输入端相连，喷管输出端与试验段输入端相连，试验段输出端与真空球罐系统相连；

(2)于开始风洞试验前进行模拟调试试验并进行计算，获取调压系统中旁通阀的阀门开度α与调压系统中喷管中气流流量m的函数关系式α＝f(m)，同时获取调压系统中单级中压调压阀与前室间管路压力损失系数η与调试试验用试验马赫数Ma的函数关系式η＝f(Ma)；

(3)通过前面步骤获取的阀门开度α与气流流量m的函数关系式、流过风洞喷管的气流流量共同计算风洞试验所需的旁通阀的阀门开度α的具体值；

(4)根据前面步骤获取的试验需要的马赫数Ma与通过管路压力损失系数η与试验马赫数Ma的函数关系式，获得该马赫数下的调压阀后至前室的管路压力损失系数η，再根据获得的管路压力损失系数η与前面步骤获取的前室目标总压P₀共同计算获得单级中压调压阀的阀后目标压力值P₁(P₁＝P₀/η)；

(5)开始试验前的准备，对调压系统中的真空球罐系统、前室、试验段进行抽真空至内部压力小于100pa，对调压系统管路进行组装；

(6)打开中压进气总阀的旁通阀至根据主气流流量确定的开度大小α，利用旁通阀在小开度范围内一定的充气速率，对进气总阀2与单级调压阀4之间的管道系统进行充气；

(7)于调压系统管路中单级中压调压阀前设置压力测点，当单级中压调压阀前压力测点达到单级中压调压阀工作压力范围时，立即开启单级中压调压阀，并立即配合打开风洞前室前方的高温高压快速截止阀；

(8)当调压系统管路中试验段内气体流场建立后，旁通阀的小开度保持充气速率与通过风洞喷管排出的气流流量基本平衡，保证单级中压调压阀前的管道压力维持在某一相对稳定的较小压力范围内，为单级中压调压阀提供相对稳定的阀前压力；

(9)于单级中压调压阀后设置压力测点，调压阀根据根据步骤(4)计算得到的单级中压调压阀阀后目标压力值P₁，以该压力测点为反馈控制点，对阀后目标压力值进行PID压力闭环控制，利用控制程序通过控制室上位机远程控制设备现场下位机发送控制指令，下位机通过驱动器向单级中压调压阀发送调节指令，单级中压调压阀以调压阀后目标压力值为闭环控制反馈对象，通过合适的PID控制参数调节阀门开度直至阀后压力达到控制精度要求的稳定压力；

此时当调压阀后压力达到步骤(4)计算得到的目标压力值P₁的稳定控制且满足控制精度要求时，气流经过调压阀至前室的管路流动损失，则风洞前室就得到了步骤(1)中试验需求的前室目标总压P₀的稳定调节，气流经过喷管后建立了稳定高超声速流场，从而实现高超声速风洞来流真空压力的快速稳定与精确控制；

(10)按照试验流程完成吹风试验后，控制系统同时发送关闭单级中压调压阀、高温高压快速截止阀、旁通阀的控制指令，待所有阀门关闭后即完成全部吹风试验流程。

真空球罐系统、前室、试验段需要抽真空至压力小于100Pa，单级中压调压阀为液压驱动有反应速度快、控制精度高等优点，当单级调压阀前压力达到调压阀较好工作范围时，立即开启调压阀进行自动控制，调节阀以阀后压力为反馈点转入压力PID闭环控制，并配合打开风洞前室前方的高温高压截止阀，实现风洞超低真空压力的快速稳定与精确控制；

同时，测点压力值控制精度要求，根据国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞稳定段总压控制精度的要求具体为≤0.5％。

下面结合具体实施例进行进一步说明：

于风洞试验开始前进行调试试验与计算，获取调压系统中旁通阀的阀门开度α与调压系统中喷管中气流流量m的函数关系式，同时获取调压系统中单级中压调压阀与前室间管路压力损失系数η与调试试验用试验马赫数Ma的函数关系式；

根据风洞试验所需的马赫数Ma、模拟高度H、模拟雷诺数Re，计算调压系统中前室目标总压P₀，并利用前室目标总压P₀计算流经调压系统中喷管的气流流量m₀；

根据前述步骤所得阀门开度α与气流流量m的函数关系式、前述步骤所得喷管的气流流量m₀计算风洞试验所需的旁通阀的阀门开度α；

根据前面步骤获取的试验需要的马赫数Ma与通过管路压力损失系数η与试验马赫数Ma的函数关系式η＝f(Ma)，获得该马赫数下的调压阀后至前室的管路压力损失系数η₁，再根据获得的管路压力损失系数η₁与前面步骤获取的前室目标总压P₀共同计算获得单级中压调压阀的阀后目标压力值P₁(P₁＝P₀/η₁)；；

对调压系统中的真空球罐系统、前室、试验段进行抽真空，对调压系统管路进行组装；

根据前述步骤所得旁通阀的阀门开度α打开旁通阀至开度α，对调压系统的进气总阀及单级中压调压阀间管路进行充气；

于调压系统管路中单级中压调压阀前设置压力测点，并于该测点压力充气达到单级中压调压阀工作压力范围时，打开单级中压调压阀，同时打开前室前高温高压快速截止阀；

当调压系统管路中试验段内气体流场稳定后，保持旁通阀开度使开度充气速率与喷管排气速率相等；

利用前述步骤所得单级中压调压阀的目标压力值P₁，并于单级中压调压阀后设置压力测点，以压力测点压力值为闭环控制反馈对象通过PID控制调节单级中压调压阀阀门开度直至压力测点压力值达到控制精度要求且稳定，所述控制压力调节精度根据国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞稳定段总压控制精度的要求具体为≤0.5％，所述进气调压方法可实现总压调节精度小于0.3％；

于试验段中进行风洞试验后，关闭单级中压调压阀、高温高压快速截止阀、旁通阀，完成风洞试验，在本试验中，进气调压方法可实现压力调节范围大，具备从小于9KPa的极低负压到1.2MPa以上较高来流压力的调节范围，压力范围调节比例超过200。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，其特征在于步骤如下：

(1)于风洞试验前根据风洞试验所需的马赫数Ma、模拟高度H、模拟雷诺数Re，通过流体力学相关公式计算调压系统中前室目标总压P₀，并利用前室目标总压P₀根据流量公式计算流经调压系统中喷管的气流流量m₀；

(2)于风洞试验开始前进行调试试验与计算，获取调压系统中旁通阀的阀门开度α与调压系统中喷管中气流流量m的函数关系式α＝f(m)，同时获取调压系统中单级中压调压阀后压力P₁与前室目标总压P₀之间的管路压力损失系数η与试验所需的马赫数Ma的函数关系式η＝f(Ma)；

(3)根据步骤(2)所得阀门开度α与调压系统中喷管中气流流量m的函数关系式α＝f(m)、步骤(1)所得流经调压系统中喷管的气流流量m₀计算风洞试验所需的旁通阀的阀门开度α；

(4)根据步骤(1)试验所需的马赫数Ma与步骤(2)所得管路压力损失系数η与试验所需的马赫数Ma的函数关系式获得该马赫数下的调压系统中单级中压调压阀后压力P₁与前室总压P₀之间的管路压力损失系数η，再利用获得的管路压力损失系数η与步骤(1)所得前室目标总压P₀计算获得单级中压调压阀的阀后压力值P₁，其中P₁＝P₀/η；

(5)对调压系统中的真空球罐系统、前室、试验段进行抽真空，对调压系统管路进行组装；

(6)根据步骤(3)所得旁通阀的阀门开度α打开旁通阀至开度α，对调压系统的进气总阀及单级中压调压阀间管路进行充气；

(7)于调压系统管路中单级中压调压阀前设置压力测点，并于该测点压力充气达到单级中压调压阀工作压力范围时，打开单级中压调压阀，同时打开前室前高温高压快速截止阀；

(8)当调压系统管路中试验段内气体流场稳定后，保持旁通阀开度使喷管充气速率与喷管排气速率相等；

(9)利用步骤(4)所得单级中压调压阀的阀后压力值P₁，并于单级中压调压阀后设置压力测点，以压力测点压力值为闭环控制反馈对象通过PID控制调节单级中压调压阀阀门开度直至压力测点压力值达到控制精度要求且稳定；

(10)于试验段中风洞试验流程结束后，依次关闭单级中压调压阀、高温高压快速截止阀、旁通阀，完成风洞试验；

其中：所述调压系统具体包括中压气源、进气总阀、旁通阀、单级中压调压阀、截止阀、分配阀、加热器、高温高压快速截止阀、前室、喷管及试验段、真空球罐系统，中压气源输出端与加热器输入端相连，中压气源输出端与加热器输入端间进气管路上依次设置有进气总阀、旁通阀、单级中压调压阀、截止阀、分配阀，加热器输出端与前室输入端相连，连接处设置有高温高压快速截止阀，前室输出端与喷管输入端相连，喷管输出端与试验段输入端相连，试验段输出端与真空球罐系统相连。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，其特征在于：所述步骤(5)中，真空球罐系统、前室、试验段需要抽真空至压力小于100Pa。

3.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，其特征在于：所述单级中压调压阀为液压驱动。

4.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，其特征在于：所述测点压力值控制精度要求具体为不大于0.5％。

Images