风洞测试启动/急停有限超音速双翼飞机机翼的特点

文摘

本研究描述了一个有限的启动/急停特性和矩形超音速双翼飞机机翼。两个翼模型在风洞测试纵横比为0.75(模型)和2.5 (B)模型。模型由一个Busemann双翼飞机部分。测试进行了使用超声波和跨声速风洞马赫数范围的0°攻角,2°,4°。纹影系统被用来观察周围的流动特性模型。实验结果表明,这些模型启动/急停的特点,不同于那些Busemann双翼飞机(二维)由于三维效果。模型A和B开始马赫数低于Busemann双翼飞机。特点也随纵横比:模型()开始在马赫数低于模型B ()由于较低的纵横比。模型B是位于双域启动/急停特性的解决方案,模型B在一开始或急停状态。一旦国家决心,要么是稳定状态。

1。介绍

音爆是由激波和膨胀波产生的超音速飞机。音爆的生成一个脉冲噪声在地上,它不仅产生不良影响人也是动物和建筑。音爆缓解因此所需超音速商用飞机的发展(1,2),和大量的研究已经进行了关于这个3,4]。最近,Kusunose等人提出了超音速双翼飞机理论(5- - - - - -8音爆的方法缓解。这个理论可以显著减少甚至完全消除激波和膨胀波的波和波取消双翼飞机配置的影响。

的概念Busemann双翼飞机,这是在1935年首次提出Busemann [9,10),超音速双翼飞机的基础理论。图1显示了Busemann双翼飞机在超音速流(二维);这双翼飞机由两个半菱形翼型面对彼此。图1(一)显示状态:开始压缩(冲击)波产生的前缘的元素是取消的膨胀波的肩膀;波阻由于厚度显著降低了波浪的相互取消。因此,波传播以外的元素可以被消除。图1 (b)显示了急停状态:弯曲的弓形激波形成前的元素由于超临界压降现象;波浪阻力大大增加。当然,强大的冲击波传播到地面。虽然Busemann双翼飞机可以在任何一种状态设计马赫数,音爆缓解只能处于启动状态。这个问题被称为“启动/急停问题。”

的启动/急停特征Busemann双翼飞机进行了研究。先前的研究表明,特征类似于超音速进气道扩压器(11- - - - - -13]:Busemann双翼飞机在一开始或急停状态设计马赫数根据其加速/减速。特征还包括流磁滞行为(细节部分中描述2)。下一步,静音超音速双翼飞机应该设计(三维飞机配置)超音速双翼飞机的基础上的理论。图2显示了这个三维的概念图配置。机翼的形状由Busemann双翼飞机音爆缓解;双翼飞机翅膀是有限的。因此,有限的双翼飞机翅膀的启动/急停特征不同于Busemann双翼飞机(如二维特征)。这是基本的问题,需要研究。

本研究调查的启动/急停特性使用实验流体动力学有限矩形超音速双翼飞机的翅膀。两个双翼飞机模型组成的Busemann双翼飞机纵横比为0.75和2.5节在超音速和跨声速风洞测试。测试被执行,包括设计马赫数,在几个角度的攻击范围。纹影系统应用于观察周围的流动特性模型。的启动/急停特征模型比较与Busemann双翼飞机(二维)。特别是三维流动和宽高比的影响开始/急停特性检查。

本文组织如下。部分2礼物的启动/急停的轮廓特征Busemann双翼飞机。部分3描述了风洞设备、模型、流程可视化系统,实验条件。部分4介绍了结果和讨论关于启动/急停两个模型的特性。最后,部分5本研究的结论。

2。启动/急停的特点Busemann双翼飞机

图3显示了启动/急停超音速进气道扩压器的特征。两个极限预测的特点是:Kantrowitz-Donaldson限制(14- - - - - -17)和等熵压缩限制(18]。先前的研究表明,这两个极限可以应用于预测的启动/急停状态Busemann双翼飞机(二维)11,12]。厚的实线在图3表明Kantrowitz-Donaldson限制。一次弓形激波产生的双翼飞机前,必须超过设定的马赫数极限的双翼飞机从急停状态开始状态。的限制 在哪里入口区域和吗是喉咙区域(横截面积的肩膀Busemann双翼飞机)。折线指的是等熵压缩极限。马赫数减少从设计角度,哽咽在喉咙流马赫数极限预测的。一个弓形激波形成前的双翼飞机,和马赫数在喉咙。等熵压缩极限是由

如果设计点的定义的配置Busemann双翼飞机确定如下:thickness-chord比率的双翼飞机弦长时(1.0),(翼元素)之间的距离,楔角的双翼飞机5.7°。因此,/双翼飞机是0.8的虚线图所示3。此配置元素之间达到压缩/膨胀波取消在设计点。从亚音速到设计点政权,双翼飞机必须首先超过马赫数向后,弓形激波吞下翼之间的元素,而流窒息。双翼飞机flow-hysteresis区域了。图中细实线3显示了如何设计点变化的函数为Busemann双翼飞机。

3所示。超音速和跨声速风洞测试

3.1。风洞

风洞试验进行了断断续续的排污风洞的空间和宇宙科学研究所,日本宇宙航空研究开发机构(isa / JAXA)。图4显示了超音速风洞和表1列出了超音速和跨声速风洞的规范。超音速风洞可以改变增量的自由流马赫数0.1的范围;跨声速翼在增量0.1隧道可能会改变它的范围。跨声速风洞可能有所不同不断从高到低的值在一个风洞运行。这叫做马赫扫描运行,使周围的流动变化的时间序列模型来衡量。测试部分的横截面积是600毫米×为每个隧道600毫米。圆形的窗户都安装在测试区流动观测;这些窗户是mm在超音速风洞在跨声速风洞毫米。

3.2。模型

与不同的高宽比进行了测试:模型两个模型(AR = 0.75)和模型(AR = 2.5)。图5显示了两个测试模型的图纸。这些模型都是由易切削不锈钢(SUS303)和由矩形的翅膀。横断面的配置是相同的Busemann双翼飞机前面讨论的部分2:在设计点。表2产品规格列表。模型不能确保two-dimensionality翼之间的流动元素因其较低的纵横比。然而,模型一个有意测试调查启动/急停的三维效应特征。

模型设计必须允许临界条件与堵塞和瞬态启动负载(19,20.]。模型的堵塞比横截面积测试部分横截面积几乎是1%(模型)。这是最大的推荐比例在超音速风洞测试(21),是一种常用的跨声速风洞测试的价值,认为隧道壁效应(22]。模型B更大比例的模型a .然而,模型B有一个较小的前缘翼比模型的投影面积。

开始加载和强度计算进行了以下描述的程序(23]。启动负载估计使用经验开始加载法向力系数(22]。估计的系数为0.26,总平面图模型领域的例子,b是模型米²,总压强kPa。评估表明,最大负载N;这个最大负载生成的起始条件。

强度计算进行了假设最大负载在机翼的前缘。前缘的力臂刺的根是0.4米。剖面模数的刺痛米³。由此产生的最大应力在刺根MPa。的屈服应力(SNCM430)MPa,测试执行了近1.7的安全系数。

图6显示了测试的实验装置。该模型支持的刺系统在隧道里。安装了翅膀支持部分连接到刺痛。这种支持部分可以保持设计机翼元素之间的距离。

3.3。流可视化

纹影系统用于超音速和跨声速风洞测试。图7显示了一个系统的示意图。两个抛物面镜子(Mizojiri光学有限公司。m;米)和两个平面反射镜(Mizojiri光学、米)被设置为系统。提供了一个连续光源与氙灯电源(Ushio, xb - 10201 - aa - A)和分级密封氙气灯(Ushio uxl - 1000 - p - o)。纹影图像捕获的彩色摄像机(索尼、CCD-IRIS) 30 Hz的采样率。

3.4。实验条件

表3列出了测试中使用的实验条件。模型在超音速和跨声速风洞测试,而模型B只有在超音速风洞进行测试。操作总压强被推荐的参考标准确定这些隧道。雷诺数计算的基础上,每个和弦长度:(模型)m(模型B)。马赫扫描运行进行了1在例2。观察三维流动特性的超音速双翼飞机机翼,一个测试模型例7 - 10。没有进行测试因为这些风洞的操作特征。场上暂停技术也使用(22]:隧道操作与模型开始举行。模型驱动的然后停止了一段时间(大约7 s)允许仪器稳定。同样,模型感动。最后,模型返回。

4所示。结果与讨论

4.1。启动/急停的特征有限超音速双翼飞机的翅膀

以下4.4.1。模型(AR = 0.75)

图8显示了纹影图像的模型在;这些图像是由马赫扫描运行情况下1和2。图8(一个)显示了一个小亚音速流密度的变化。在,逐渐改变了周围的前缘和肩膀。元素之间的流动加速面积减少,并随后减速流到模型中退出随着面积的增加。随着马赫数的增加在亚音速流中,一个正常的元素之间形成冲击波,和超音速流区域发展到船尾部分(图8 (c))。数据8 (d)- - - - - -8 (f)表明模型在急停状态、1.1和1.3,明显扩张引发的肩膀。模型的弓形激波形成之前,而弓形激波站在机翼的前面。弓形激波最后附加到元素的前缘之前吞下。

图9显示了纹影图像的模型在;这些图片是来自11例,13日和19日。结果证实了模型的开始状态为所有马赫数包括其设计马赫数。在的冲击波前沿几乎达到元素的肩膀。结果流动特性图9 (b)类似情况见图1(一)。为从前缘下降,冲击角增加。冲击波的船尾部分机翼上表面,和波反射到另一侧的元素。换句话说,压缩/膨胀波交互偏离情况见图1(一)。在,激波和膨胀波的肩膀是可见的元素之间的分别。为,模型总是处于启动状态。为,另一方面,前沿的冲击角增加而减少。图9(一个)表明,冲击波击中肩膀,前面和模型似乎将要进急停状态;但是,它仍然处于启动状态。

图10显示了时间序列模型的纹影图像和1.5节期间暂停运行。图10 ()表明,弓形激波与增加变形。然而,弓形激波不是吞下。实验结果从例3 - 6表明,模型在场上总是急停状态暂停运行。另一方面,数字10 (b)表明,从上层元素的前缘激波打击前肩的元素增加。然而,模型仍处于启动状态。实验结果从病例11、12和16显示模型在场上总是在一开始状态暂停运行。因此,模型推导了过渡到开始时的状态(没有进行测试因为工作特性的风洞)。

这里提到的影响是很重要的连接块在空气动力学。连接件是一个棱镜形状连接到顶部和底部的翼元素(图5);块连接支持的双翼飞机机翼部分(图6)。数据8 (f)和10 ()表明,弓形激波已经连接到前沿,成为外斜冲击。然而,还有一个强大的弓形激波的外翼元素,在肩膀的位置。这些弓形激波的堵塞可能是由于连接块。在超音速条件并开始州,它们的影响可能很小。然而,在跨声速条件和急停状态,很难想象,压力上升由于弓形激波对机翼的空气动力学在没有影响元素,尤其是考虑到低的纵横比。这些连接的效果应该在未来的研究调查。

4.1.2。模型B (AR = 2。5)

图11显示了纹影图像模型B在;这些图像从例20日,21日,22日和26。为模型B在一开始状态,增加的流动特性的变化是类似于模型a .相比之下,模型B在急停状态和1.6。前面的弓形激波形成翼元素,并成为弓形激波亚音速流动。从声波速度模型B扩大了流的肩膀的船尾部分模型。

图12显示了时间序列的纹影图像模型B、1.7和1.8节期间暂停运行。在,模型B在开始前的状态和1.7°。然而,模型B在急停状态而后者−0.2°。这些观察表明,模型B是位于双解决方案域如图3B:模型的启动/急停状态。一旦国家决心,要么是稳定状态。20和21例的实验结果显示,模型B总是在场上急停状态暂停运行和1.6,而例23和24的结果表明,模型B总是在场上开始状态暂停运行和1.9。因此,B时进入启动状态转换模型。

国家之间的差异的影响和后者被认为是。的差异之间的和是微不足道的。如果一个正常的进展激波风洞起动过程中通过一个测试区与模型B是专注,两种可能的预计开始流程。(我)如果一个正常的冲击通过模型风洞起动过程中,正常的冲击不是吞下向后机翼元素之间。面前的弓形激波形式模型B,因此,模型的急停状态B是稳定流条件下观察到的。(2)如果非均匀倾斜冲击通过跨模型在风洞起动过程中,没有前面的弓形激波形式模型B .因此,一个开始状态的模型B是稳定流条件下观察到的。

Irikado et al。24,25)调查的开始冲击特征出现超音速风洞。他们报告说,非均匀冲击通常通过风洞起动过程中测试区。冲击配置更改的值和。震惊的配置也不同即使在相同的实验条件。

前和后者可能显示不同状态因为图的实验条件12 (b)满足需求的过程(II):模型B在一开始状态前的形象因为不均匀冲击可能通过在模型在风洞起动过程。模型B从一开始状态转换为急停状态增加了。最后,模型B在急停状态的图像。请注意,所有的纹影图像如图12 (b)显示稳定流动条件下的结果。穿过来演示这些考虑,冲击配置模型B在风洞起动过程中需要观察未来工作。

4.2。三维影响启动/急停的特点

的Busemann双翼飞机(二维)的启动状态和急停状态基于给出的极限图3。相比之下,模型A和B在一开始状态较低马赫数范围由于三维效果。图13显示了纹影图像的模型在。当模型在急停状态,弯曲的弓形激波形成前的翅膀,和背后的流动成为亚音速弓形激波。机翼元素之间的压力高于外翼尖。泄漏流产生的静压差在翼尖从高压侧到低压侧。这种溢出流三维flow-relaxed启动/急停的极限特征相比与Busemann双翼飞机(二维)。因此,这两个模型在低马赫数开始状态。

4.3。宽高比的影响开始/急停的特点

启动/急停的不同模型之间的特征讨论了A和B。启动/急停特性与长宽比不同。模型(AR = 0.75)在低马赫数开始状态,如图9(一个)。然而,B模型(AR = 2.5)在急停状态,如图(11日)。这是由于不同地区的二维机翼元素之间流动。图14显示该地区的影响在超音速流动模型基于线性化超音速理论(10]。虚线显示了从每个提示在马赫锥。内部的流动表现为一个二维流动。图(14日)显示模型有一个小区域的二维流由于其低的基于“增大化现实”技术,而模型B更大地区之间由于其高的基于“增大化现实”技术的建议。当该地区规模增加,启动/急停特征成了亲密的Busemann双翼飞机(二维)。因此,模型在低进入启动状态比模式B由于其较低的基于“增大化现实”技术。

5。结论

的启动/急停特征有限矩形超音速双翼飞机机翼进行了风洞试验;这些测试包括马赫扫描和音高暂停运行。两种类型的模型进行了测试:基于“增大化现实”技术= 0.75(模型)和AR = 2.5 (B)模型。结果表明,模型A和B的启动/急停特性不同于那些Busemann双翼飞机(二维)由于三维效果。两个模型在一开始状态较低马赫数比Busemann双翼飞机。模型A和B的特点也不同,因为这些模型有不同的纵横比。模型似乎在一开始就在低马赫数(比模型B ())由于较低的纵横比。场上暂停运行表明模型B是位于双启动/急停特点和解决方案域模型B是一开始状态或急停状态。一旦国家决心,要么是稳定状态。

命名法

:	入口区域,米2
:	喉咙,米2
基于“增大化现实”技术:	纵横比(=w2/秒=w / c)
:	弦长,米
:	焦距,m
:	翼元素之间的距离,m
:	翼元素之间的距离在肩膀,m
:	马赫数
:	压力,爸爸
再保险:	雷诺数
:	机翼面积,m2;总模型翼面积,m2
:	机翼厚度、米
:	翼展,m
,,:	笛卡儿坐标
:	剖面模数,m3
:	攻角,度
:	偏航角,度
:	比热比
:	马赫角,度
:	最大应力,爸爸
:	屈服应力,爸爸
:	直径的窗户,镜子,m;角卷度。

下标

0:	环境;总
:	Freestream。

利益冲突

作者宣称没有利益冲突有关的出版。

确认

这项工作是由科学研究补助金(没有财务支持。15206091也没有。19206086)的教育、文化、体育、科学和技术的日本和东北大学21世纪卓越中心的计划。作者要感谢JAXA的k . Kusunose博士和富山大学教授k . Matsushima宝贵的评论关于这个工作。作者要感谢t . Irikado博士和k .佐藤先生的账户/ JAXA在执行风洞测试相当大的支持。作者想表达自己的感激之情的m . Kurita博士风洞技术中心,JAXA,因为他关于风洞模型设计有用的建议。作者希望承认他们的同事,k . shinmoyama教授博士,博士答:丰田,和美国Ozaki先生,有用的技术援助有关风洞测试。

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