[发明专利]一种高精度暂冲型引射式跨声速风洞流场控制结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种暂冲型引射式跨声速风洞流场的高精度控制结构及方法，流场马赫数控制精度可达0.001。

背景技术

风洞是一种产生可控均匀气流的管状试验装置，是研究空气流动规律、航空航天飞行器及其它物体气动特性的重要地面模拟平台。风洞试验作为获取飞行器气动力数据、评估分析布局设计和预测飞行性能的主要手段，其试验精准度直接关系到飞行器布局方案的优化选择和对实际飞行性能的准确预测，从而关系到飞行器的研制质量和研制水平。

作为进行空气动力学试验的主要平台，暂冲型引射式跨声速风洞需要解决流场高精度控制以及降低能耗等问题。大飞机(我国C919大型客机、ARJ飞机等)等飞行器的研制对风洞流场马赫数的控制精度提出了严苛的要求，试验过程中流场马赫数的精度(准确度和精确度)都必须达到0.001，而作为大飞机这类我国自主在研项目唯一可依赖的跨声速气动力试验平台(2.4m暂冲式跨声速风洞)的马赫数控制精度仅为0.002～0.003。另外，风洞属于高能耗的设备。以国内2.4m暂冲式跨声速风洞为例，运行时间一般为45～90秒，试验车次超过4000次/年。按照一次试验60秒进行计算，能源动力成本高达上万元。

暂冲型引射式风洞主要有以下控制难点：①扰动频繁，主要体现在两个方面：设定值变化和模型攻角变化。空气动力学试验要求在试验阶段马赫数需要阶梯或连续变化，从而带来设定值阶跃扰动；攻角阶梯或连续变化也会带来扰动。所以，如何能够快速准确地消除扰动成为主要解决的控制问题。②时变，暂冲型引射式风洞以储气罐中的气体作为气源，由于气源容量的限制，气源压力随时间逐渐下降，导致风洞系统的模型发生变化。如何能够尽量地消除气源压力对风洞流场的影响也是需要解决的控制问题。③时滞，2.4米风洞的主体结构是一个全长近200米的环形管道，控制量和被控量在实际物理位置上存在一定距离，这导致控制量的变化不能直接作用于被控量，例如主排气阀与稳定段之间的距离有近60米，使得主排气阀对总压的作用存在滞后。④耦合严重，在风洞系统中，各控制量和被控量之间存在严重的耦合关系。如在使用主排气阀调节风洞流场时，总压和马赫数都会受到影响；同理，在使用栅指调节风洞流场时，总压和马赫数也都会发生变化。因此，在设计风洞流场控制器时，必须同时考虑主排气阀、栅指对总压和马赫数的影响。⑤非线性严重，暂冲型引射式风洞以总压和马赫数表征风洞流场品质，传统的控制系统都采用总压和马赫数作为被控参数。但是，由于马赫数不能直接测量，根据亚音速一维等熵流理论，根据马赫数由总压和静压经公式计算得出，但这种关系是非线性的，不利于流场精确控制。

发明内容

本发明的目的是针对暂冲型引射式跨声速风洞流场中存在的控制问题，建立了一种带有解耦、前馈功能的高精度风洞流场控制结构。

一种高精度暂冲型引射式跨声速风洞流场控制结构，由主引压力控制和总压、静压控制两部分组成，包括设定值计算模型、主引控制器、流场控制器；所述设定值计算模型的输出端一端输出到主引控制器，主引控制器输出到主调压阀子系统用于调压，调压后由主引射器输出，且输出的数据传输回主引控制器；所述设定值计算模型的输出端另一端输出两路到流场控制器，流场控制器，输出两路，一路输出到主排气阀子系统，一路输出到栅指系统，主排气阀子系统和栅指系统控制风洞流场分别输出总压和静压，且输出的总压和静压数据传输到流场控制器。

设定值计算模型由一维变截面管道非定常欧拉方程组构成，该模型用于根据总压设定值和马赫数设定值计算主引压力设定值和静压设定值。

所述的设定值计算模型的建立步骤如下：

步骤1.建立风洞进气处一维变截面管道非定常欧拉方程组。

利用一维等熵流理论计算主引射器喷嘴处的气体压力，密度和速度，在此基础上建立主调压阀子系统处的质量方程、动量方程和能量方程。

步骤2.建立风洞排气处一维变截面管道非定常欧拉方程组。

利用一维等熵流理论计算主排气阀处的气体压力，密度和速度，在此基础上建立主排气阀子系统处的质量方程、动量方程和能量方程。

步骤3.建立风洞气源、集气室气动力方程，建立风洞模型。