連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法
2023-05-18 00:29:36 2
連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法
【專利摘要】本發明涉及一種連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法，根據給定的目標雷諾數通過BP算法得到一組馬赫數值和與馬赫數值對應實驗段的總壓值；再通過BP算法得到與馬赫數值對應的一組壓縮機的轉速、壓縮機的靜葉角度和實驗段的柵指位置；在常壓下進行實驗，當滿足馬赫數的要求，向風洞內增壓使得雷諾數改變，當雷諾數達到107量級後，停止風洞內的增壓，閉環調節轉速，使風洞流場的馬赫數和雷諾數同時達到實驗要求指標。本發明同時控制柵指、電機及軸流壓縮機，馬赫數實時測量，在實驗段流速場穩定的基礎上通過控制風洞氣源壓力實現風洞實驗段雷諾數的連續變化，為連續式跨聲速高雷諾數風洞流場的變雷諾數控制提供了一種方法。
【專利說明】連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法 【技術領域】
[〇〇〇1] 本發明屬於航空航天領域，涉及一種連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制 方法。 【背景技術】
[0002] 先進飛行器的誕生依賴於先進的設計製造技術及一流的風洞實驗技術，馬赫數和 雷諾數是其中關鍵的指標之一，目前國內風洞實驗均能滿足馬赫數指標，而相應的實驗雷 諾數卻遠低於飛行器的實際飛行雷諾數，可以通過增壓或增大模型尺寸方式逼近飛行雷諾 數，採取外插法得到飛行器飛行雷諾數下的氣動特性數據，這樣必然帶來一定的數據誤差， 不利於飛行器的設計和選型。連續式跨聲速高雷諾數風洞是一種回流式風洞，可以連續進 行大量的吹風實驗，通過增壓方式實現高雷諾數，其結構圖如圖1所示。利用該種風洞可以 進行飛行器的選型實驗，達到或接近其飛行雷諾數，為先進翼型選型和先進飛行器的設計 提供技術支撐。
[0003] 連續式跨聲速高雷諾數風洞具有如下特點：
[0004] 1)高雷諾數實驗
[0005] 目前傳統風洞的實驗雷諾數普遍較低（十萬量級或百萬量級)，遠低於高速大尺寸 飛行器的實際飛行雷諾數(千萬量級)，連續式跨聲速高雷諾數風洞通過增壓的方式可以保 障在跨聲速條件下雷諾數可達10X 106以上，可以為我國開展先進飛機設計時的高雷諾數 空氣動力學研究提供具有國際水平的研究條件。
[0006] 2)固定馬赫數、變雷諾數實驗
[0007] 由於風洞採取增壓方式，因此可以進行固定馬赫數下通過改變洞體內流場總壓的 方式實現變雷諾數實驗。飛行器實際飛行中馬赫數和雷諾數均會不斷發生變化的，因此變 雷諾數實驗對於我國軍機翼型設計和驗證也是極其重要的。
[0008] 3)動態實驗
[0009] 風洞可以持續提供穩定的實驗流場（馬赫數穩定)，通過一定機構可以實現模型連 續運動，非常適合模擬高機動性的軍用直升機旋翼的動態特性，而其動態特性又是目前各 國空氣動力學工作者關注的研究熱點之一。
[0010] 4)效率高、成本低
[0011] 國內已有的暫衝式風洞，由於採用高壓作為動力，每次壓氣僅能使風洞工作幾 秒?幾十秒，然後重新壓氣，故存在效率低、成本高的特點。連續式跨聲速高雷諾數風洞可 以連續運行(馬赫數連續可控)，因此具有效率高、成本低的特點。
[0012] 連續式跨聲速高雷諾數風洞實驗的一個重要挑戰就是如何在總壓可變的條件下 控制實驗段流場，使得馬赫數和雷諾數均可以連續可調，滿足實驗要求。連續式跨聲速高雷 諾數風洞雷諾數控制實質就是在保障風洞實驗段實驗流場控制的基礎上如何實現變雷諾 數的控制。
【發明內容】
[0013] 要解決的技術問題
[0014] 為了避免現有技術的不足之處，本發明提出一種連續式跨聲速風洞實驗段流場變 雷諾數控制方法，實現連續式跨聲速高雷諾數風洞流場的雷諾數控制。
[0015] 技術方案
[0016] 一種連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法，其特徵在於步驟如下：
[0017] 步驟1 :根據給定的目標雷諾數通過BP算法得到一組馬赫數值和與馬赫數值對應 實驗段的總壓值；
[0018] 步驟2 :每個馬赫數值通過BP算法得到與馬赫數值對應的一組壓縮機的轉速、壓 縮機的靜葉角度和實驗段的柵指位置；
[0019] 步驟3 :在常壓下進行實驗，啟動壓縮機使得轉速滿足步驟2得到的壓縮機轉速和 壓縮機的靜葉角度，以及實驗段的柵指位置，並使實驗環境滿足步驟1的馬赫數的要求時， 系統閉環於給定馬赫數；
[0020] 步驟3 :然後向風洞內增壓使得雷諾數改變，當雷諾數達到107量級後，停止風洞 內的增壓，閉環調節轉速，使風洞流場的馬赫數和雷諾數同時達到實驗要求指標。
[0021] 有益效果
[0022] 本發明提出的一種連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法，同時控制柵 指、電機及軸流壓縮機，馬赫數實時測量，在實驗段流速場穩定的基礎上通過控制風洞氣源 壓力實現風洞實驗段雷諾數的連續變化，為連續式跨聲速高雷諾數風洞流場的變雷諾數控 制提供了一種思路，為保障國家重點型號飛行器的順利開展提供了技術支持。 【專利附圖】
【附圖說明】
[0023] 圖1是連續式跨聲速高雷諾數風洞結構示意圖；
[0024] 1 -壓縮機，2 -風洞試驗段，3 -柵指，4 一防喘旁路快速閥
[0025] 圖2是連續式跨聲速高雷諾數風洞馬赫數控制結構示意圖；
[0026] 圖3是電機及軸流壓縮機控制子系統結構示意圖；
[0027] 圖4是氣源控制子系統結構示意圖；
[0028] 圖5是風洞總壓控制工作原理示意圖；
[0029] 圖6是馬赫數測量子系統結構示意圖；
[0030] 圖7是柵指控制子系統結構示意圖；
【具體實施方式】 [0031]
[0032] 現結合實施例、附圖對本發明作進一步描述：
[0033] 本發明變雷諾數控制的工作原理為：系統選用高精度傳感器(變送器）測量總壓、 靜壓及總溫實現對風洞內總靜壓、總溫的實時測量，利用所測總壓值、靜壓值、總溫值計算 馬赫數和雷諾數，該計算值進入計算機閉環自動控制，並最終得到雷諾數的控制。16位的 A/D多功能數據採集卡完成總壓、靜壓、總溫採集，由計算機控制壓縮機電機轉速及靜葉角 或者柵指位置來改變馬赫數，通過一定的控制策略控制風洞總壓，實現風洞實驗雷諾數的 控制。
[〇〇34] 本發明包括電機及軸流壓縮機控制子系統、氣源控制子系統、馬赫數測量子系統、 柵指控制子系統，通過上位工控機實現整個系統的控制和運行，如圖2所示。
[0035] 電機及軸流壓縮機子系統控制子系統主要完成電機和軸流壓縮機轉速及靜葉角 度的控制，如圖3所示。電機轉速指令由工控機通過PLC系統傳遞給直流調速裝置後到達 電機，電機的實時轉速通過調速裝置反饋於工控機實現轉速的閉環控制，電機轉速越高意 味著給實驗段提供的動能越大，便於實驗段給定馬赫數流場的建立。與此同時通過工控機 可以對軸流壓縮機上的靜葉角度實現閉環控制，用於改變壓縮機入口的流量，間接改變實 驗段的流速場。
[0036] 氣源控制子系統主要完成風洞氣源壓力的控制，如圖4所示。實驗所需氣源壓力 由工控機分別傳遞給壓氣機系統、閥門及風洞，常壓實驗則僅需關閉進氣閥門和壓氣機系 統，控制排氣閥門實現風洞內壓力為常壓，增壓實驗則需要同時開啟進氣閥門和壓氣機系 統對風洞內進行持續增壓，通過排氣和進氣閥門實現風洞內給定總壓的控制。整個工作過 程的工作原理如圖5所示。
[〇〇37] 馬赫數測量子系統主要完成實驗段馬赫數的測量，如圖6所示。風洞內總靜壓測 點通過管路與壓力傳感器相連，總溫測量與溫度傳感器連接，壓力及總溫傳感器所測量值 通過電信號提供給數據採集卡，工控機通過提取數採卡信息並且經過計算得到實驗段的馬 赫數實時值。
[0038] 柵指控制子系統主要完成柵指機構柵指位移的控制，如圖7所示。風洞實驗段流 場可以由柵指伸出的位移進行控制，柵指的運動是通過伺服電機來實現的，工控機通過運 動控制卡將運動信息傳遞給交流伺服控制器，驅動伺服電機的運動，最終實現柵指運動的 控制。
【權利要求】
1. 一種連續式跨聲速風洞實驗段流場變雷諾數控制方法，其特徵在於步驟如下： 步驟1 :根據給定的目標雷諾數通過BP算法得到一組馬赫數值和與馬赫數值對應實驗 段的總壓值； 步驟2 :每個馬赫數值通過BP算法得到與馬赫數值對應的一組壓縮機的轉速、壓縮機 的靜葉角度和實驗段的柵指位置； 步驟3 :在常壓下進行實驗，啟動壓縮機使得轉速滿足步驟2得到的壓縮機轉速和壓縮 機的靜葉角度，以及實驗段的柵指位置，並使實驗環境滿足步驟1的馬赫數的要求時，系統 閉環於給定馬赫數； 步驟4 :然後向風洞內增壓使得雷諾數改變，當雷諾數達到107量級後，停止風洞內的 增壓，閉環調節轉速，使風洞流場的馬赫數和雷諾數同時達到實驗要求指標。
【文檔編號】G01M9/02GK104048807SQ201410110002
【公開日】2014年9月17日 申請日期:2014年3月21日 優先權日:2014年3月21日
【發明者】劉國元, 郝禮書, 王瑩 申請人:西北工業大學