三声速风洞

三声速风洞，即亚跨超三声速风洞，是进行飞行器亚跨超声速空气动力特性研究的大型试验设备之一。通常其运转都是由高、中压气源驱动的。该风洞的控制系统异常庞大而复杂，子系统非常多，被控对象普遍都是非线性的，为了保证风洞的正常运行，需要与风洞监控系统保持实时通信^[1]。

航空飞行器的风洞试验主要包括飞行器气动布局选型试验和飞行器气动特性试验。具体风洞试验内容包括：

（1）全模型和半模型测力试验；

（2）全模型和半模型表面压力分布测量试验；

（3）外挂物测力和外挂物干扰试验；

（4）铰链力矩试验；

（5）通气模型试验；

（6）进气道试验；

（7）喷流试验；

（8）动导数试验；

（9）压力脉动试验；

（10）抖振试验；

（11）颤振试验；

（12）模型自由飞试验；

（13）空速管校准试验；

（14）二维翼型试验；

（15）流态及涡迹显示试验。

（1） 亚跨超三声速风洞是典型的多输入、多输出控制系统，在各参数之间存在着严重耦合，尤其以前室总压和实验段马赫数之间存的影响最为严重，它们存在着非常严重的耦合；

（2）由于气源压力随着吹风时间的延长而减小，造成系统参数的时变，风洞的多数参数都具有时变的特性；

（3）流场控制还存在较为严重的滞后特性，由于控制参数测量点与执行机构相距比较远，如总压测量点与主排的距离约为 80 米、静压测量点与驻室调压阀的距离约为60 米，而总调压阀与栅指距离约为 95 米；

（4）风洞的流场控制过程非常复杂，这主要是由于风洞流场存在三维流动性，尤其是在启动过程阶段，流场更为复杂，而且，风洞的激波系也非常复杂，流场存在着非定常干扰、旋转涡流、非定常过程发展的等特性；

（5）风洞控制系统为典型的非线形系统，主要表现在：流场马赫数和栅指之间存在映射关系为高阶方程。并且，马赫数受到主排调压阀、驻流流量阀、总调压阀等因素的影响，使得流场马赫数的控制变得更加复杂。

三声速风洞整个风洞由下面四大系统组成：风洞本体、风洞测控及数据处理系统、试验专用技术设备和其它附属设备。风洞本体主要包括主气流蝶阀、补偿段、主气流调压阀、前室、喷管、试验段、超扩段、攻角机构、伸缩段、滑移段、引射器蝶阀、引射器调压阀、引射器、引射器混合段、亚扩段、消声塔、中压通气系统、高压通气系统和其它洞体支架^[2]。

风洞采用直流暂冲式布局，布局简单，减小了投资规模，并且考虑到资金不足的问题，风洞建设分两期进行，即“先固后柔”的建设方案。该方案第一期的喷管采用固壁喷管，预留柔壁喷管的发展空间，待到条件成熟时进行二期柔壁喷管的建设。现阶段试验时，风洞采用更换喷管的方法改变风洞试验的马赫数，现有喷管五副，分别为声速喷管及马赫数 1.5、2、3、4 喷管。对应不同的马赫数试验，风洞设置有两个常规的试验段，一个亚跨声速试验段和一个超声速试验段。喷管和试验段的更换都是通过转盘和轨道实现的。