激波风洞温敏热图技术初步试验研究

介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术。该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布。由于有效运行时间一般只有10ms左右,在激波风洞中采用温敏热图技术在材料温敏响应、图像采集等方面均存在困难,导致此技术还很不成熟。介绍了近期在CARDC 0.6m激波风洞中开展温敏发光热图技术研究的情况,包括发光材料的研制、材料喷涂、图像处理及标定等方面的研究工作。验证试验采用了平板加钝舵模型,获得了与理论分析及传感器测量结果较一致的平板干扰区热图结果。热图与薄膜传感器测量数据差异大致在5%~25%之间。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中，迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备，是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验，需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化，发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型，在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量，获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像，不同测量技术获取的试验结果可相互印证，线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

MF-1模型飞行试验表面压力与温度测量技术研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求,引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术,设计了一种新型变厚度薄壁测温结构,有效抑制了侧向导热损失,可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据;与现有风洞试验薄壁测热技术相比,该方法可提高有效测量时间,降低时间延迟效应,适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求,采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案,通过改进装配工艺,提高了系统耐压能力,实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明:MF-1模型飞行试验测量系统可靠,获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据;在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差,以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足,是需要进一步改进的问题。     

原子层热电堆热流传感器在激波风洞试验中的应用

高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中,高频脉动热流是一重要测试量.为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能,利用尖锥模型在Φ2m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验,并与高频脉动压力传感器对比,热流测试结果反映出...     

电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究

电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难。为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究。结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较。结果表明：马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞。     

边界层转捩与压缩拐角分离流动的非定常作用

为了认识激波与转捩边界层之间的相互作用,选取压缩拐角模型为研究对象,在高超声速风洞中开展了激波/转捩边界层干扰试验研究。试验在FD-20炮风洞中进行,试验马赫数为8,雷诺数0.5×107~2×107/m。试验采用了薄膜电阻温度计和常规压力传感器,分别测量压缩拐角周围的热流和压力分布。根据干扰区上下游的边界层流态,将试验分为两部分:层流/湍流干扰和转捩/湍流干扰。对比分析了边界层转捩发生在干扰区时的热流分布、压力分布以及脉动热流的非定常特性。研究结果表明,激波/转捩边界层干扰的热流和压力分布特征,不同于常规的层流干扰和湍流干扰,其介于二者之间。层流/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于层流干扰;转捩/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于湍流干扰。互双谱分析结果表明,当边界层转捩发生在分离区时,转捩脉动与分离泡脉动同时出现并增长。当两者幅值足够大时,转捩脉动会与分离泡脉动发生非线性耦合作用。这种耦合作用会诱导出新的频率特征的脉动结构,从而使分离区内的脉动量显著增加。     

高温真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验探索

主要介绍了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中进行真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验研究。首先从测试工作的角度，论述了测热模型、测热传感器及风洞改进等关键技术问题及其解决方法。其次描述了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中，首次开展气动热风洞试验的过程及其初步结果。结果表明：热流数据随测点位置和迎角的改变呈有规律的变化；在同样条件下，完全催化表面比完全非催化表面热流数值有明显增加的趋向。     

飞行试验热流辨识和边界层转捩滞后现象

对中国空气动力研究与发展中心马赫数为5左右的球锥模型在首次航天模型飞行试验中的温度测量数据进行了分析,通过辨识获得热流分布,发现飞行试验的测热数据后处理方法与地面风洞试验有很大差别,必须考虑温度变化历史,并考虑测温单元与周围飞行器壳体的三维传热才能得到正确的热流结果。采用工程计算方法对模型表面热流分布进行了计算,通过与飞行试验测量结果对比分析,发现测温点在发射上升段由湍流完全变为层流和在再入下降段由层流向湍流转捩具有不同的转捩准则数,边界层转捩存在滞后现象;根据地面风洞试验拟合出的转捩准则受到风洞噪声等因素的影响,预测的转捩位置比实际情况靠前;对于球钝锥外形,当x/R50时,流场和热流趋于锥形流结果。本次模型飞行试验还首次验证了气动热工程方法对于马赫数小于5情况的适应性。     

TSP技术在转捩检测中的应用研究

在研究型风洞中进行TSP转捩检测技术的应用研究,以NACA0012二元翼型为研究对象,获得了模型表面转捩位置。试验中应用了国内具有自主知识产权的TSP涂料,对模型进行了预加热,模型预加热的目的是提升TSP涂层的温度敏感度,并增大模型表面层流区与湍流区之间的温度差。模型表面粘贴了标记点,目的是将其作为图像对准的控制点,同时,模型前缘附近的标记点也可以作为人工固定转捩的粗糙元,起到强制气流转捩的目的。试验马赫数为0.4,迎角α为0°~-4°,试验结果清晰地显示了模型表面的层流区与湍流区及其随迎角的变化,表明所用的TSP涂料在本试验中具有良好的适用性,模型前缘附近标记点也起到了粗糙元的作用。     

高超声速尖锥边界层压力脉动和热流脉动特性试验

高频脉动热流是激波风洞研究高超声速边界层转捩的重要测试量,利用尖锥模型在中国空气动力研究与发展中心?2 m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数分别为1.2×107/m、4.7×106/m、2.4×106/m流场条件下的风洞试验.获得了不同工况和流态条件下尖锥模型边界层热流脉动和压力脉动频谱特性,通过...     

红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究

发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题。通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统。结果表明：该技术实用可靠,值得推广。     

飞行中附面层转捩的流动显示与测量技术

阐述了在飞行试验中测量附面层转捩的重要性;介绍了四种在飞行试验中显示和测量机翼附面层转捩的方法;给出了Ｆ－１４Ａ飞机用热膜,附面层耙,液晶和表面总压管等方法测量附面层转捩的结果,并对以上四种测量结果者了对比分析,指出了各自的优缺点,说明热膜法能精确地确定飞行状态下机翼附面层转捩位置;附面层也能比较精确地进行测量,且能提供与表面摩擦仍关的参数,液晶法能人出附面层转捩的整体图形,表面总压管不能确切地指     

超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验

为了实现绿色航空节能减排的目标，层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言，超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力，提升气动性能，减少燃油消耗和污染物排放。首先，基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统，实现超临界自然层流翼型设计；经过合理的翼型配置，形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明，超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后，以比例为1：10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验，使用温度敏感材料涂层（TSP）技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后，通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果，探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律，总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外，该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。     

三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用

在 FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在 FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于 RANS 的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。     

矢量喷管推力特性的风洞试验技术

该试验技术的研究包括喷流模拟器的研制、地面校准系统的研制、喷管天平数据修正方法研究以及风洞验证试验。研制的喷流模拟器内置喷管推力测量天平,设计了地面推力特性试验校准架,建立了地面试验系统。分析了影响喷管天平测量结果的附加刚度效应、压力效应和流动效应3个主要因素,通过地面校准架建立了相应的测量数据修正方法。针对特定喷管,开展了0°、5°、10°和15°四个偏转角度的喷管,在不同落压比下的推力和矢量角地面验证试验研究。进一步将喷流模拟器和喷管安装在模型上,在中国空气动力研究与发展中心的8m×6m低速风洞开展了落压比为3时的模型纵向气动特性试验研究。研究结果表明:以喷流模拟器为核心的喷管推力特性试验技术能够在地面和风洞试验中有效测量矢量喷管的推力大小、矢量角大小和对飞行器气动特性的影响量。从测量结果来看,落压比为2时,有效推力偏角最大,实际偏角为10°时的有效偏角可以增加3°。喷管偏转10°时,推力对模型的气动力影响最大,其中升力系数可以增加0.066。      

旋翼/机身组合模型试验台技术改进及验证

中国空气动力研究与发展中心研制的旋翼/机身组合模型试验台,具有阻塞度小、功率大、支架干扰小等优点。近年来,试验台通过配套研制标模系统、改进测量系统及旋翼操纵系统标定方法等工作,使试验台的水平和能力得到了进一步的提升。验证试验表明：该试验台技术先进、性能指标优良,安全稳定性好,试验数据精准度高,可作为直升机型号研制和课题研究可靠的试验平台。     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

跨音速湍流边界层测量

 热线探头在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)FL-23跨超音速风洞中进行了校准。结果表明;热线过热比a_ω≥0.6时,密度灵敏度系数S_ρ基本不随a_ω变化;当a_ω=0.8时,在Ma=0.6～1.16范围内S_ρ基本不随Mach数变化。用校准后的热线探头测量了FL-23风洞试验段侧壁边界层的平均气流和脉动气流特性。平均气流特性与皮托管测得的结果一致性很好;速度脉动u′/和密度脉动p′/随距洞壁距离y的增加不单调减小。     

高超声速流动中噪声与湍流度的关系

在不可压缩流动中，湍流度对流动失稳与转捩的影响机制有很多研究成果，已发展了一些依据其大小预测流动转捩的模型应用于工程设计。但在高速可压缩流动中，湍流度很难测量，给该速域的流动转捩预测建模带来困难。近年来的研究表明，高速流场（马赫数≥3）中的噪声是影响流动转捩提前与推迟，甚至决定转捩途径的关键因素。但流场噪声与湍流度对流场的激励机制有没有内在联系，或流场噪声与湍流度理论上是否存在相互关联，迄今仍缺少理论分析结果。由于可压缩流场中噪声的测量相对容易，因此探讨流场噪声与湍流度之间的定量关系具有重要的理论意义和实用价值。讨论了Euler系统中各类双曲波特性，重点分析了流场声波中脉动压力与脉动速度的本质联系，从理论上得到了声压级与声致湍流度的关系。同时，为了对影响湍流度的因素有更全面的认识，导出了非声扰动与非声致湍流度的关系。为建立高速流动转捩预测模型和探讨天地一致性问题，奠定了一定的研究基础。     

激波风洞高超声速摩阻直接测量技术研究

介绍了在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在CARDC0．6m激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2．85×10^7／m和1．58×10^7／m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明：模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。