气溶胶抑制尾喷口红外辐射的试验研究

在对气溶胶红外抑制机理研究的基础上，建立了一套发动机尾喷口模型试验台及气溶胶施放系统，通过气溶胶施放系统在尾喷流四周形成环形气溶胶层，降低尾喷台向外的红外辐射。试验对不同流速的尾喷流及二股流、不同的气溶胶施放位置、施放量及在不同的方位角上的气溶胶红外抑制效果作了测量与分析，得出一些初步结论，发现在二股流与尾喷流出口流速为１∶３，气溶胶质量浓度为３６．３ｇ／ｍ＾３时，其红外抑制量可达９０％以上。     

热喷流红外辐射特性的测试实验研究

以模型实验方法对热喷流的红外辐射特性进行了测试实验研究．着重介绍了以通用红外仪器组成的红外探测系统，对热喷流的红外辐射进行实验的测试方法和实测结果。得出了热喷流的红外辐射能的空间分布，热喷流的红外辐射光谱，热喷流辐射能按波段分布比例以及二元喷管与圆喷管的热喷流辐射特征比较等一系列测试结果。测试实验结果表明，测试系统和测试方法是有效的，由实测数据进行综合分析，得出了有意义的结果，并与理论分析相吻合。本文为热喷流的红外辐射特性测试，提供了一种可供借鉴的探测系统和测试技术。     

旋翼洗流影响直升机红外辐射的计算分析

针对在旋翼洗流作用下,高速、高温的发动机喷流对直升机的红外辐射特性有着相当大影响的问题,提出了一种计算分析方法。该方法首先利用自由尾流技术对旋翼下洗流场进行计算;在此基础上,将旋翼洗流视为一种横流干扰,以计算得出的洗流速度为边界条件,进行了发动机热喷流模拟;然后,计算了喷流截面的温度涡线分布,并以此确定了旋翼洗流影响下的机体温度分布;最后,计算和分析了旋翼洗流对直升机红外辐射强度的影响。对某型直升机计算分析表明,该方法稳定可靠,结果符合实际情况,适于工程分析和预估。该方法还可用于直升机机体温度场的工程求解。     

过氧化氢-煤油火箭发动机喷流红外辐射亮度的精确测量

姿轨控火箭发动机喷流红外辐射特性的定量测量，是飞行器突防效能研究以及喷流流场数值模拟计算模型验证中的一个关键环节。为定量研究火箭发动机喷流红外辐射场分布，对某型过氧化氢-煤油小火箭发动机进行了喷流红外辐射特性测量实验。使用的制冷型中波红外相机波段为3.7~4.8 μm，该相机探测阵元平均噪声等效温差为16 mK，输出16 bits信号，具有高灵敏度和大动态范围。通过对红外相机的黑体辐射定标，并对定标误差进行分析，反演所测灰度值图像，在与喷流垂直方向得到中波红外波段的喷流辐射亮度分布。测量结果表明，小火箭发动机喷流中马赫盘结构位置清晰，喷流在中波红外波段的峰值辐射亮度为184 W/（m2·sr），辐射测量精度为12 W/（m2·sr）。     

发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究

对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟,得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。当射流喷出后,由于压力高于背压,气流发生膨胀,射流边界向内收缩,同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现;压缩波扩展并增强为激波,随下游距离增加,膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。一旦射流发展至下游26倍助推级发动机排气喷管直径处,三股射流将合并成为一股射流而继续发展。三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致,但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。     

冷/热喷流对飞行器气动特性干扰实验研究

在中国空气动力研究与发展中心的φ1 m高超声速风洞中,采用压缩空气和真实固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质对双锥柱体飞行器进行了冷/热喷流干扰影响对比实验研究,状态为:马赫数6、飞行高度h=54 km、迎角α=-4～6°.实验结果表明:冷、热喷流对模型气动特性干扰影响的变化趋势基本一致,推力放大因子和力矩放大因子趋势一致,数值略有差异,采用冷喷流对热喷流的模拟技术可行.     

低速排气非对称二元喷管红外辐射特性实验研究

为了研究非对称二元喷管(Unsymmetrical two-dimensional nozzle, UTDN)的红外辐射特性,首先以宽高比为8的常规二元喷管(AR8)为基础,设计加工了UTDN,然后在涡扇发动机热喷流实验台上测量了UTDN轴线上的温度分布以及在后半球典型探测面内0,10,30,60和90°方向上的红外光谱辐射强度,积分得到辐射强度的空间分布,并在相同的实验条件下,与AR8进行了比较.结果表明: UTDN的掺混能力与AR8相当;在10和30°方向上,UTDN在侧后方测量面内的红外辐射最强;而在60和90°方向上,则是后上方测量面内的红外辐射最强;UTDN通过延长面的遮挡作用,在二元喷管的基础上进一步降低了下方测量面内的红外辐射,最大处降幅达到83.8%.     

散射对高温气体-碳黑颗粒混合物辐射传输的影响

基于全光谱k分布(Full spectrum k distribution,FSK)模型、MIE理论和有限体积法(Finite volume method,FVM),构建了均温、均质辐射参与性气体-碳黑颗粒混合物介质热辐射传输模型,并分析了碳黑不同尺寸、不同体积浓度以及介质不同路径长度和不同温度条件下,因忽略碳黑颗粒散射所导致的介质热辐射传输特性(如辐射热流、辐射源项)的计算误差。研究结果表明:体积分数不变,增大粒径,计算误差呈现出先增大后减小的趋势;数密度不变,增大粒径,或者粒径不变,增大体积分数,均将使得计算误差相应增大;粒径、体积分数不变,增大路径长度,或者升高介质温度,均将增大计算误差。通常对于含有大颗粒、高碳黑浓度的辐射参与性气体-碳黑颗粒混合物介质,碳黑颗粒散射不能忽略。     

脉冲风洞热喷流实验方法初步研究

发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法.该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwieg tube),提供瞬态热喷流气源.本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响.本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求.     

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.     

二阶矩湍流模型在喷管两相流中的应用

本文应用一种考虑气体一颗粒湍流相互作用的二阶矩模型对喷管跨音速两相流动进行了数值模拟,研究了改变颗粒直径和载荷比对流动的影响。计算结果和实验数据及前人研究结果相吻合．表明二阶矩模型能够对跨音速两相湍流做出很好地预测。     

结冰风洞喷嘴雾化特性研究

结冰风洞试验段中的云雾通常由安装在稳定段的喷雾系统产生。喷雾系统雾化喷嘴的性能直接关系到结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。在喷嘴试验台上分别使用PDI(相位多普勒干涉仪)及微流量计对小粒径雾化喷嘴的平均水滴直径(MVD)及水流量进行测量,得到了结冰风洞空气辅助雾化喷嘴的流量-粒径性能包线,同时,对喷嘴的供水、供气压力及其配比和水路节流管尺寸对喷嘴雾化性能的影响进行了研究。研究结果表明:喷嘴水、气压力差的大小和范围决定了喷嘴的粒径及调节比的范围。压差越大,粒径和水流量越大,压力差范围越大,调节比越大。减小喷嘴水路节流管的直径,可以增加喷嘴工作的水、气压力差范围,扩展喷嘴的流量-粒径包络线。最终的测试结果表明,结冰风洞所使用喷嘴 MVD 范围为7~70μm,水流量调节比为11.5,其参数调节范围优于国外同类风洞所使用雾化喷嘴。     

超声速光学头罩流场的PIV研究

在马赫数Ma=3. 8超声速风洞中.采用PIV(Particle Image Velocimetry,粒子图像测速)技术测量了超声速光学头罩流场的速度分布.PIV技术应用于超声速流场时,对系统的硬件配备、示踪粒子的跟随性以及PIV算法的精度有很高的要求.本文PIV系统选用高精度的同步控制器和高能量激光器;以纳米级粒径的粒子作为示踪粒子,通过斜激波响应实验分析了其在超声速流场中的跟随性;并采用多种高精度速度场算法对粒子图像进行处理.实验结果表明,示踪粒子在超声速流场中有很好的跟随性,采用的高精度速度场算法能够很好地反映超声速光学头罩流场的速度分布.     

应用数字图象处理技术研究涡流场

本文描述的实验采用干冰为示踪粒子，对脱体涡系作了流动显示，并对摄取的图片进行了数字图象处理。结果清楚地提示了涡的三层结构。在主涡的诱导下，出现二次涡，而二次涡会影响脱体涡的速度分布。实验还得到了脱体涡流场的灰度分布图，并将得出的涡核直径与ＬＤＶ得到的结果进行了对比。实验结果还证明来流迎角、侧滑角及前缘后掠角会影响涡核的位置和强度。当机翼前缘后掠角增加时，脱体涡向不稳定方向发展。     

基于时间解析PIV的圆柱绕流尾迹特性研究

采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据，进行流场和频谱特性分析，探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性，以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法，系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明:在圆柱后方存在一个低速回流区，其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域；圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域，湍流脉动最强；圆柱绕流尾迹中，旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右；基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效，可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程，在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。     

冰粒超高速撞击蜂窝板的数值模拟研究

随着人类航天活动日益增多,空间碎片环境逐渐恶化,对航天器在轨安全运行造成严重威胁,各国学者开展了空间碎片超高速撞击数值模拟研究。目前的研究中一般采用铝弹丸代替空间碎片,但是还有部分空间碎片的密度接近冰的密度,对于冰粒的超高速撞击研究还很少且不透彻。蜂窝板是构成航天器舱壁的主要结构,对航天器内部设备起到保护作用,有必要开展冰粒超高速撞击时对蜂窝板损伤情况的相关研究工作。本文对冰粒超高速撞击蜂窝板开展数值模拟研究,研究冰粒对蜂窝板的损伤情况。研究结果表明,冰粒在一定条件下能够击穿蜂窝板,大量冰粒碎片和蜂窝板碎片将从蜂窝板背面的孔洞中高速冲出,势必对航天器内部设备造成毁伤;在冰粒动能相差不大的情况下,冰粒尺寸和蜂窝板结构将成为影响冰粒撞击效果的主要因素,直径较大的冰粒对蜂窝板的损伤程度较严重。     

基于形心主轴的二维DPTV算法

提出了一种根据曝光时间内示踪粒子形成的轨迹图像来确定瞬时流速的数字化方法.将采集到的粒子轨迹灰度图像转化为二值化图像, 对粒子轨迹图像包含的像素点进行了标记.通过确定粒子轨迹图像的形心主轴得到了粒子轨迹长度,根据流场局部区域运动速度基本相同的事实确定了示踪粒子的运动方向,得到了流体的运动速度.应用本文提出的测速算法对槽道流动的瞬时流场进行了测量.对瞬时测量结果进行平均得到的垂向平均流速分布规律与公认的对数率分布规律相吻合.     

片光反射遮挡式超高速亚毫米粒子探测技术

为满足在超高速碰撞靶上开展航天器抗空间碎片防护性能试验,需要准确测量速度3~10km/s,以及更高速度的毫米级或亚毫米级粒子的飞行速度,在可以实现毫米级粒子探测的片光遮挡式粒子探测技术基础上发展了片光反射遮挡式粒子探测技术,通过采用提高粒子直径与激光光束宽度的比值,解决了探测粒子直径小于1mm时探测信号弱不能识别等关键技术,研制了试验装置并开展了验证试验,研究结果表明该技术在0.2~10km/s速度范围内可实现直径为0.1mm量级粒子的有效探测.