高频感应等离子体风洞的光谱诊断

建立高频应等离子体风洞在国内是近几年的事情，因此对风洞内等离子体参数的认也刚刚开始，本文论述了利用氩光谱的相对强度法测量高频感应洞的等离子体温度及其分布的原理和装置，并给出了实验结果。     

等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究

在NACA23018两段翼型上安装等离子体激励器,通过风洞测力和丝线流态试验,研究了等离子体对翼型最大升力和失速迎角的影响。研究表明,等离子体激励可以显著地增加NACA23018两段翼型的最大升力系数和失速迎角,来流风速20m/s时,最大升力系数增加52%,失速迎角增加12.4°。等离子体激励和前缘缝翼的作用类似,并且可以和后缘增升装置配合使用,在运输类飞机设计中有潜在的应用前景。     

高速风洞等离子体流动控制实验技术研究

针对开展等离子体高速流动控制研究的技术需求,通过专用模型及实验机构设计、绝缘密封走线、多层电磁屏蔽等技术手段,建立了一套适用于高速风洞的等离子体流动控制系统,提出了等离子体高速流动控制风洞实验的技术规范和运行策略,并初步探索了等离子体激励对二元翼型绕流的控制规律。采用该技术后,解决了高压电缆的绝缘、密封走线问题,模型与实验机构的感应电压减小90％以上。风洞实验结果表明：实验系统运行稳定,实验数据可靠,等离子体激励对犕犪＝0．2的流动可实现有效控制;施加等离子体激励后,NACA0012翼型的流动分离明显减弱,升力增大,阻力减小,临界失速迎角增大2＆#176;,最大升力系数增大4％,总体气动性能得到显著提升。     

高温气流中材料表面催化特性研究

分析了在高温气流中材料表面催化复合反应的基本过程及它和各种因素的关系，同时阐述了用于研究材料表面催化特性的实验设备－高频感应等离子体内风洞。文中给出了在高频感应等离子体风洞中测得的三种材料的催化复合系数γ及催化复合反应速率常数kw，并对催化材料的选择等有关问题进行了讨论。     

螺旋波等离子体推进研究进展

螺旋波等离子体推力器是一种新概念磁等离子体推进装置,以其电离率高、无电极烧蚀、寿命长、比冲高等优点受到国内外学者的广泛关注,该新型推力器在未来长寿命深空探测器和卫星的动力系统中具有广阔的应用前景。概述了螺旋波等离子体推力器的系统组成和工作原理、重点介绍了该推力器的研究进展、现状和关键技术,总结了国外在研的四种典型的推力器结构类型,并根据实际情况,提出了国内螺旋波技术在电推进领域的研究方向和发展思路。     

细长圆锥前体非对称涡流场的等离子体控制

应用一对单介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器对顶角为20°的圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制试验研究。试验在3.0m×1.6m低速低湍流度风洞中进行,迎角为45°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5×104。流动控制分为等离子体激励器关闭,左舷或右舷等离子体激励器分别开启,左右舷等离子体激励器占空循环3种模式。试验结果包括7个测量截面上的周向压力分布以及积分得到的截面当地力和力矩以及圆锥段力和力矩。研究结果表明,在圆锥头部尖端处迎风面两侧对称放置一对SDBD等离子体激励器,采用合适的激励器形式,并通过适当的电学参数,可以实现对细长旋成体侧向力和力矩的比例控制。通过对模型及等离子体激励器制作的改进,相对于前人相应的研究结果,本文中侧向力和力矩随占空比变化的线性度得到了改善。     

天线窗材料热透波特性风洞测试方法

高超声速飞行器天线窗材料在等离子体包覆条件下的热响应和热透波特性测试,是分析天线窗材料特性、研究电磁波在等离子体和天线窗中传输特性的基础。针对等离子体和天线窗中电磁波传输特性,采用矢量网络分析仪和标准增益天线组成的电磁波传输测试系统,获得了一定频率的电磁波经过等离子体和高温天线窗之后的衰减;针对高温天线窗自身热响应特性和电磁波在其中的传输特性,研究了天线窗材料在一定热流作用下的温度分布和烧蚀特性,测试了烧蚀后处于高温状态且无等离子体覆盖的天线窗对电磁波的影响,分析了天线窗高温透波特性与常温透波特性的差异。所建立的方法,为在地面等离子体风洞中开展天线窗热透波特性研究、分析天线窗和等离子体耦合作用对电磁波传输特性的影响建立了基础。     

介质阻挡放电等离子体对NACA0015翼型流动控制的PIV实验研究

采用粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）技术,研究了介质阻挡放电等离子体激励对NA-CA0015翼型表面流动分离的控制特性。通过风洞实验,研究了电极电压、电极位置和布置方式等参数对翼型分离控制的影响规律,并初步分析了等离子体流动控制机理。结果表明等离子体激励在失速迎角附近可以有效抑制翼型的流动分离,实现气流的完全再附着;在来流速度为20m/s时,将气流再附着的迎角提高了5°。     

等离子体在航空隐身工程应用的若干问题探索

国外关于俄罗斯第五代战斗机1.44的隐隐约约报导,以及关于美国B-2轰炸机用电动力学减阻及等离子隐身的点滴分析,引起了世界航空界的关注。国内也掀起了用等离子体隐身的研究热潮。这是一件大好事。等离子体与雷达电磁波可以互相作用是众所周知的,但国外由预先研究到工程应用,也经历了20多年。问题是我们跟踪这一技术途径时,要解决一系列难题,并尽快研制出能产生高电子数密度(4.02×1018/m3)、尺寸小、耗能低(几十千瓦)、寿命长的等离子体发生器来,以供飞机在外围自由空间大面积的使用。进行技术设计时,应选择有限目标,根据作战任务,寻求最有利的等离子体频率、碰撞频率、雷达入射波频率、电子数密度空间分布等参数的最佳组合,以获最好阻抗匹配。应利用等离子体能反射、折射、吸收、干扰雷达波的机理,巧妙使用相干与湍流,碰撞与截止,以最小的能源消耗,获得最大的雷达回波损失。由于等离子体内部波动状态十分复杂,又难以保持其稳定性,因此,对雷达波反射几乎是不可避免的,处理这一问题时主要是让其偏离原来的方向。     

毛细管脉冲等离子体推力器等离子羽流分团现象与等效速度测量

毛细管型脉冲等离子体推力器采用固态工质，电热加速机制，结构简单可靠，是一种具有应用价值的微纳卫星低功率电推进系统。本文建立电学和光学联合诊断系统，对毛细管脉冲等离子体推力器等离子体羽流演变过程进行了研究。由于放电电流振荡，推力器等离子体羽流存在二次建立过程。初始阶段等离子体羽流中主要包含带电粒子组分，二次建立阶段等离子体羽流主要包含中性成分。利用光电二极管阵列和窄带滤光片建立了飞行时间法，获得了不同放电电压、腔体内径和腔体长度下等离子体羽流分团的等效速度演变特性。结果表明，电热加速机制能够使带电组分和中性成分获得较为良好的加速效果（>10km/s）。在一定放电能量下，放电腔体长度小于25mm有利于获得较优性能参数。等离子体羽流等效速度结果能够较为准确地反映推力器输出比冲和效率参数变化规律，可作为推力器输出参数便捷有效的评估手段。     

低速风洞均匀吸气地板下阻塞对地板边界层影响的研究

为了研究低速风洞地板下部阻塞对地板上表面边界层的影响以及控制方法，在国防科技大学KD-03低速风洞利用均匀吸气地板系统进行了实验研究。地板下部阻塞对地板上表面主流区的流动产生干扰，并影响边界层的分布和发展，随着地板下部阻塞度的增加，地板上表面边界层的厚度有增加的趋势；在某一阻塞度和吸气系数下，来流速度越大，地板下部的阻塞对主流区流动的影响越小；地板的均匀吸气使边界层的厚度显著降低，也有效减小因地板下部阻塞引起的主流区流动的不均匀性。该实验的研究结论为8m×6m风洞均匀吸气地板系统研制提供了参考。     

新型等离子体激励器对流动分离点控制

在西北工业大学低湍流度风洞中采用新型等离子激励器对NACA0015翼型进行表面流动分离点的控制实验。实验风速为20m／s和35m／s,迎角为0°～16°。并参照压力分布的实验结果对流动控制的效果进行了对比分析。结果表明：翼型表面的气流分离点只要落在等离子体激励所形成的激励区内,分离点都会被推迟到靠近等离子体激励器的最末端电极处。证明等离子激励器能够对翼型表面的分离点进行有效控制。     

二元柔壁自修正风洞研究

本文简要叙述西北工业大学开展二元柔壁自修正风洞研究的情况以及所取得的结果。着重介绍了西北工业大学二元柔壁自修正风洞的参政选取以及自修正风洞试验技术的研究工作,如迭代试验方法的确定,一步法的研究等。同时提出了对今后开展自修正风洞研究的建议。     

等离子体对翼型流动分离控制历程的PIV试验研究

采用粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）技术,研究了介质阻挡放电等离子体激励对NA—CA0015翼型表面流动分离的控制特性及控制效果随时间历程的变化规律。结果表明,激励电压存在一个阈值,当电压小于阈值时,控制无效或效果不明显;当电压接近阈值时,控制表现出不稳定性并最终趋于稳定;当电压大于阈值时,控制效果稳定且显著,气流能够很好地重附在翼型表面。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0．6m×0．6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。     

NASA风洞试验设备运行与管理研究

风洞试验设备是一个国家航空航天事业发展的基础设施,对国家的航空航天事业、武器装备研制以及国民经济的发展发挥着非常重要的作用。美国国家航空航天管理局（NASA）拥有世界上规模最大的风洞群,在风洞设备的建造、运行和管理方面积累了丰富的经验。作者根据美国对风洞试验设备的战略需求、试验能力需求等多种需求状况,对NASA风洞试验设备的现状进行了综合研究,重点对NASA风洞试验设备的综合状况、技术竞争力以及在资金日益削减情况下对风洞试验设备的管理进行了分析。在此基础上,对NASA在风洞试验设备的需求、规划、建造、技术竞争力、运行与管理等方面进行了经验总结,为我国风洞试验设备的规划、建造、运行与管理提供参考和借鉴。     

双极性等离子体激励器圆柱绕流控制实验研究

在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离。实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×10^4,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场。实验结果表明,采用定常和非定常激励均能抑制圆柱尾迹区,等离子体激励强度是影响激励器对圆柱绕流控制能力的重要因素;非定常脉冲激励耗电少,对流动控制能力强,效率明显高于定常激励,脉冲激励频率影响等离子体激励器对流动的控制能力。在实验风速为10m/s时,脉冲激励频率与圆柱涡脱落频率一致,流动控制效果较好。     

汽车风洞试验段流场的试验研究

以上海地面交通工具风洞中心全尺寸气动声学风洞1：15模型风洞为研究对象,采用三维热线风速仪,测量了该模型风洞内不同工况下试验段内流场的分布情况。通过所测流场内平均速度的分析,了解该模型风洞试验段内气流的定常流动形态,对比典型射流结构进行分析,得到了该开口式低速汽车风洞试验段内喷口处射流剪切层所特有的结构形态;通过对风洞试验段内不同截面处流场内部湍流强度的分析比较,了解了喷口射流剪切层内以及收集口处的湍流强度大小与分布情况。