基于PIV的超声速尾喷管推力性能重构测量试验验证

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31114

流体力学与飞行力学

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基于PIV的超声速尾喷管推力性能重构测量试验验证

田杰¹, 徐惊雷¹^,²(), 周骏飞¹, 蔡乐¹, 刘顺³

^1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016
^2.南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室，南京 210016
^3.江苏大学能源与动力工程学院，镇江 212013

收稿日期:2024-08-28 修回日期:2024-09-13 接受日期:2024-10-10 出版日期:2024-10-30 发布日期:2024-10-29
通讯作者: 徐惊雷 E-mail:xujl@nuaa.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12332018)

Experimental verification of PIV-based measurement for reconstructing thrust performance of supersonic nozzles

Jie TIAN¹, Jinglei XU¹^,²(), Junfei ZHOU¹, Le CAI¹, Shun LIU³

^1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
^2.State Key Laboratory of Mechanics and Control of Aeronautics and Astronautics Structures，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
^3.School of Energy and Power Engineering，Jiangsu University，Zhenjiang 212013，China

Received:2024-08-28 Revised:2024-09-13 Accepted:2024-10-10 Online:2024-10-30 Published:2024-10-29
Contact: Jinglei XU E-mail:xujl@nuaa.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(12332018)

摘要/Abstract

摘要：

传统的天平测力系统只能测量整体载荷而无法解耦单个部件贡献，这限制了对气动载荷背后的流动机理的探索。随着粒子图像测速（PIV）技术的发展，提出了一种基于PIV的气动载荷测量技术，通过重构压力、密度等多物理场，实现了气动载荷的间接测量。但是传统的压力场重构方法应用于超声速流场时性能严重降低，限制了重构测量方法在超声速喷管中的应用。为解决上述问题，提出了一种基于流通矢量分裂（FVS）技术的超声速压力场重构方法，并建立了一套基于PIV的超声速喷管推力性能测量方案。通过开展直连式喷管风洞PIV试验，重构了典型工况下喷管内流场的多物理场以及流量、推力、升力等气动性能参数。评估结果表明，基于FVS方法计算的重构数据拥有更高的精度和良好的自洽性，满足流量、动量守恒定律，即使在复杂的过膨胀工况下，推力和升力的相对误差仅为-1.70%和0.60%，激波后壁面压力的局部误差均低于3%，优于传统的Poisson法和空间积分（SI）法。因此，试验结果验证了基于PIV的超声速喷管推力性能重构测量方法的可行性和高精度，该方法可以为传统天平测力结果提供有效的数据补充。

关键词: 粒子图像测速（PIV）, 超声速流动, 压力场重构, 单边膨胀喷管, 推力性能

Abstract:

The conventional force measurement system using the balance has the problem of only being able to measure the overall load but unable to decouple the contribution of individual components， which limits the exploration of the flow mechanism behind aerodynamic load. With the development of Particle Image Velocimetry （PIV） technology， the PIV-based aerodynamic load measurement technology was developed， which can indirectly measure aerodynamic load by reconstructing multiple physical fields such as pressure and density. However， the performances of conventional pressure reconstruction methods were severely deteriorated when applied to supersonic flow fields. This drawback limits the application of reconstruction measurement methods in supersonic nozzles. To resolve this issue， a method for reconstructing the supersonic pressure field based on the Flux Vector Splitting （FVS） technique was proposed， and a thrust performance measurement scheme for supersonic nozzles based on PIV was established. PIV experiments on the Single Expansion Ramp Nozzle （SERN） were conducted using the direct-connect wind tunnel. Multiple physical fields and aerodynamic performance parameters such as flow rate， thrust， and lift were reconstructed under typical operating conditions. The evaluation results show that the data reconstructed by the FVS method possessed higher accuracy and better self-consistency， satisfying the laws of mass and momentum conservation. The relative errors of thrust and lift under overexpansion conditions were only -1.70% and 0.60%， respectively. The local errors of wall pressure after shock wave were lower than 3%. The performance of the proposed method is shown to be better than that of the conventional Poisson method and Spatial Integration（SI） method. Therefore， the experimental results verify the feasibility and high accuracy of the PIV-based thrust performance reconstruction measurement method when applied in supersonic nozzles， which can provide effective data supplementation to force measurement with the balance.

Key words: particle image velocimetry (PIV), supersonic flow, pressure field reconstruction, single expansion ramp nozzle, thrust performance

中图分类号:

V231.3

田杰, 徐惊雷, 周骏飞, 蔡乐, 刘顺. 基于PIV的超声速尾喷管推力性能重构测量试验验证[J]. 航空学报, 2025, 46(17): 131114.

Jie TIAN, Jinglei XU, Junfei ZHOU, Le CAI, Shun LIU. Experimental verification of PIV-based measurement for reconstructing thrust performance of supersonic nozzles[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(17): 131114.

图/表 13

图 1

图 2

图 3

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表 1

图 8

图 9

图 10

图 11

表 2

参考文献 24

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

性能参数	FVS法	Poisson法	SI法
轴向进口冲量/（kg∙m∙s^-2）	2 837.58	2 849.65	2 858.31
轴向出口冲量/（ kg∙m∙s^-2）	3 075.73	3 096.66	3 124.15
轴向总壁面力/N	-222.80	-235.59	-216.91
推力T₁/N（出口冲量）	3 075.73	3 096.66	3 124.15
推力T₂/N（进口冲量-壁面力）	3 060.38	3 085.24	3 075.22
推力相对误差/%	0.50	0.37	1.59
法向进口冲量/（kg∙m∙s^-2）	643.54	650.04	651.35
法向出口冲量/（kg∙m∙s^-2）	950.03	960.18	967.79
法向总壁面力/N	-340.77	-307.20	-353.63
升力L₁/N（出口冲量）	950.03	960.18	967.79
升力L₂/N（进口冲量-壁面力）	984.31	957.24	1 004.98
升力相对误差/%	-3.48	0.31	-3.70

性能参数	FVS法	Poisson法	SI法
轴向进口冲量/（kg∙m∙s^-2）	2 849.21	2 870.55	2 877.43
轴向出口冲量/（kg∙m∙s^-2）	3 145.42	3 327.48	3 233.58
轴向总壁面力/N	-350.64	-369.91	-476.43
推力T₁/N（出口冲量）	3 145.42	3 327.48	3 233.58
推力T₂/N（进口冲量-壁面力）	3 199.85	3 240.46	3 353.86
推力相对误差/%	-1.70	2.69	-3.59
法向进口冲量/（kg∙m∙s^-2）	631.52	630.96	629.15
法向出口冲量/（kg∙m∙s^-2）	777.87	830.35	792.83
法向总壁面力/N	-141.68	-148.62	19.67
升力L₁/N（出口冲量）	777.87	830.35	792.83
升力L₂/N（进口冲量-壁面力）	773.20	779.58	609.48
升力相对误差/%	0.60	6.51	30.08

基于PIV的超声速尾喷管推力性能重构测量试验验证

Experimental verification of PIV-based measurement for reconstructing thrust performance of supersonic nozzles

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