激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞B-2标模气动力测量结果的不确定度.采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数.计算结果表明:皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量.     

中红外吸收光谱测量激波风洞自由流中 NO 浓度和温度

JF-10氢氧爆轰驱动激波风洞内的高焓自由来流气体中含有因电离和离解等非平衡过程产生的微量组分。利用可调谐二极管激光吸收光谱技术(TDLAS),对自由流中 NO 微量组分的浓度和温度进行测量,有助于定量理解气体电离和离解这一非平衡过程。本实验中,JF-10氢氧爆轰驱动激波风洞实验段内压力为百帕量级,在谱线加宽中多普勒加宽占据主导,多普勒半高宽可由分子平均热运动速度获得,其半高宽与温度的平方根成正比,因此选取一条吸收谱线并准确测定其多普勒半高宽即可得到温度和浓度。本实验中采用中红外量子级联激光器(Quantum Cascade Laser),选取1909.7cm-1附近6条吸收线作为吸收线,在2kHz 的扫描频率下,采用直接吸收-波长扫描法进行 NO 温度和浓度测量。实验测得自由流中 NO 平均分压约为0.33Pa,自由流平均温度约为600K。     

隔离段进口非对称来流对激波串结构的影响

考虑进气道出口流场的影响，设计了针对非对称超声速来流矩形隔离段流场研究的直联式试验风洞，模拟进气道出口流场的各种非对称进口条件进行了吹风试验，并测量了隔离段壁面静压和隔离段进口皮托压力。研究发现，随隔离段进口流动非对称程度的增加，激波串长度增加而隔离段耐受反压的能力下降。考虑了隔离段进口流动非对称的影响，对Billig—Wahrup的激波串长度公式作了改进，故提高了激波串长度预测的精确程度。     

非定常自由流中的翼面动态压力测量

首先讨论了用埋测压管方式进行动态压力测量的可行性,然后利用这一方法对置于非定常自由流中的60°三角翼进行了动态压力测量。结果表明,一定管长和管径的测压管可以用于低频压力脉动的测量。动态测压结果表明,在减速过程中,负压系数增大;在加速过程中,负压系数减小;不同迎角下的压力分布曲线有很大差别。这主要是由于随着来流速度的改变,前缘涡的强度和结构发生变化造成的。来流速度的脉动幅值对压力分布也有很大影响,脉动幅值越大压力分布曲线变化越大。     

逆压力梯度下的自由流湍流度对湍流边界层特性的影响

本文对有逆压力梯度下的自由流湍流度对湍流边界层特性的影响做了较为仔细的测量,做了边界层内平均速度分布、壁面摩擦系数、压力梯度、边界层内三个方向脉动速度以及脉动总压的测量。试验结果指出:自由流湍流度的增加可大大削弱逆压力梯度对湍流边界层的不利影响,可使边界层速度分布饱满,尾迹强度减弱,从而延迟边界层分离。试验还首次得出自由流湍流度的增加可使边界层内的速度脉动和压力脉动分布均匀以及流动趋于稳定,因而可同时改善扩压器出口的静、动态特性。     

高超声速通气模型喷管出口气流参数测量试验技术研究

准确测量内流道出口参数是获得高超声速通气模型内流道气动特性的基础。目前采用的单排测压耙或多排测压耙、固定位置测量的方法不能全面而准确地反映出口流动的实际情况，因此开展了新方法的研究工作。选取一个去除所有安定面和舵面的带进气道升力体布局飞行器模型作为研究对象，开展了试验方法研究:用CFD方法研究相邻静压管之间不同距离以及静压管与气流夹角对测量结果的影响；研制了专用的三自由度压力测量装置；开展了Ma6条件下的风洞试验，获得了喷管出口附近的壁面压力、出口处的静压和皮托压力。试验结果表明:壁面压力和出口静压总体呈两侧高、中间低的趋势；模型壁面温度对重复性精度有较大影响；测压排架与喷管壁面之间的相互干扰对静压测量准度产生影响。     

高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值，临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验，测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数，了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程，获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程，计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。     

高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究

来流扰动对高超声速风洞中开展的实验研究，如层/湍流边界层的不稳定性与转捩实验，有直接影响。为加深对高超声速风洞中边界层转捩实验的认识，需对高超声速风洞的来流扰动进行定性与定量的测量与分析。提出一种高超声速风洞扰动模态校测方法，使用热线风速仪和皮托管压力探头对高超声速风洞自由来流进行测量。在小扰动假设前提下通过模态离解分析，并结合直接数值模拟结果，获得风洞自由来流各扰动模态的幅值。运用德国不伦瑞克工业大学马赫数6 Ludwieg式高超声速风洞对该方法进行检验。实验结果显示:该风洞为典型噪声风洞，其来流扰动中声波模态高达扰动总模态的69%，涡波模态和熵波模态约各占15%。该扰动模态校测方法为高超声速风洞的流场扰动测量提供了一个思路，为基于高超声速风洞开展的实验提供了借鉴和参考。     

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换，用同样方法计算出模型在自由流中的绕流场，从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性，采用重叠网格技术，对飞机大迎角标模和SB-03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。     

粘性相互作用对高焓激波风洞实验段自由流静压测量影响的分析

通过理论分析、实验测量和数值模拟,研究高超声速粘性相互作用对实验段自由流静压测量的影响.研究表明:由于粘性相互作用,高焓激波风洞实验段平板静压测量值远高于实际自由流静压.在热化学非平衡流情况下,经典的粘性相互作用参数和经验公式具有局限性.     

3m×2m结冰风洞总压探针和皮托管研制

针对国内首座大型结冰风洞的调试和运行，设计了具有防除冰功能的总压探针和皮托管。采用了新的制造工艺在内腔狭小的管内盘绕布置加热器，并通过合理分配加热器密度，解决了新工艺带来的加热器易受损和局部过热问题；使用电源可调压技术，在不同试验状态下调节加热功率，避免整体过热或防除冰能力不足。静态测试、校准和风洞试验数据表明，研制的总压探针和皮托管可有效用于结冰风洞特殊环境。     

导管内塞式量热计热流测量实验及数值模拟研究

对电弧风洞中超声速湍流导管内塞式量热计进行改进,采用测热端与校测件线接触的量热计和测热塞块边缘与校测件有0.4mm 缝隙的量热计。与传统的塞式量热计热流测量值进行对比,实验结果表明,在低压、低冷壁热流条件下3个量热计输出特性较接近;而随着压力、冷壁热流的增加,线接触量热计测量值略有降低,而测热端与校测件有缝隙的量热计测量值大幅增加。最后,通过数值研究了缝隙内的流动对热流测量的影响,同时,模拟了其它来流条件不变时来流马赫数对缝隙内流动的影响。     

曲外锥乘波前体进气道流量测量及实验与仿真对比研究

流量捕获特性是高超声速进气道的重要特性。针对一体化曲外锥乘波前体进气道，开展了流量特性精细测量分析以及实验与仿真对比研究。采用节流实验系统，在来流马赫数3.0、3.5和4.0，迎角-4°至6°和不同进锥位置上，获得了该型前体进气道的流量特性，分析了流量测量均方根误差。开展了来流马赫数4.0、迎角-4°~6°条件下的实验与仿真对比研究。研究结果表明:一体化曲外锥乘波前体进气道构型具有良好的流动捕获能力，在来流马赫数3.5、4.0和6.0以及迎角0°条件下，流量系数分别为0.60、0.68和1.00；在节流实验系统充分壅塞的条件下，流量测量均方根误差在2%以内；仿真所获流量特性随迎角变化的线性度较好，和实验结果的吻合度较高。     

纵向加速流场中风速管系数的理论修正

基于理想不可压轴对称位流理论，求得一任意椭球在纵向加速流场中绕流的精确解。并以一根细长的棉球近似模拟风速管，求得均匀流中风速管系数理论值，以及在纵向加速流中它的相对偏差值。以两个长细比各为32和250的椭球为算例，得知在一般风洞实验段内存在的速度梯度下，风速管系数的相对偏差量很小。文中表1、表2所列不同加速下风速管系数的相对偏差值，可近似用来修正实际风速管，或根据流场加速程度选择合适的风速管外径的大小。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究噪声对转捩的影响,实验包括:输入声影响和风洞流场的噪声。本文的结果表明:声频和声压在数值上都存在敏感区,风洞噪声是宽带噪声,以低频为主(至少低速风洞是如此),这对层流边界层转捩有重要作用,风洞噪声会随风速加大而增高;在稳定段用栅格改变湍流度时,实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

非对称来流下隔离段内激波串受迫振荡流动实验研究

为探讨超燃冲压发动机隔离段内激波串受迫振荡区域壁面压力脉动特性,用非对称马赫数1.98的隔离段直连实验研究了低频周期性的脉动反压对隔离段内流动的影响.实验结果表明:隔离段能有效地隔离周期性反压脉动对上游未扰动流场的影响;反压脉动以第二特征波速向上游传播并影响了上游的壁面压力脉动,但在激波振荡区域,压力脉动主要受激波振荡的影响;厚附面层一侧的下壁面激波振荡区域内压力脉动前传时以指数规律衰减;薄附面层的上壁面激波振荡区域内压力脉动前传时却是波动的.     

水下平板壁面剪应力MEMS测量研究进展

围绕水下平板壁面剪应力测量进行了一系列的试验测试研究工作，包括MEMS壁面剪应力传感器标定、平板模型设计、微弱信号测量系统开发、平板边界层参数估计与CFD仿真分析以及近壁面速度剖面LDV测量等。对于速度为0.2~0.7m/s的来流，基于MEMS传感器阵列对水下壁面剪应力进行了测量，同时使用LDV进行速度剖面测量，并通过对速度剖面的拟合求解出平均壁面剪应力值。通过比较可知，MEMS测量结果、LDV速度剖面法拟合结果和经验公式计算结果三者一致性较好，相互之间差别在5%以内。