高超声速高焓风洞试验技术研究进展

高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。     

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。     

高超声速进气道内激波－边界层干扰研究

为了研究高超声速进气道内激波干扰和流场结构，对一个二维进气道模型在中国空气动力研究与发展中心超高速所风洞流场中进行了实验（Ｍ＿∞＝５．０，Ｒｅ＿∞＝７．５×１０￣６ｍ￣（－１））。采用纹影方法，结合压力测量对进气道内流结构进行诊断，同时用Ｙｅｅ的ＴＶＤ有限差分格式通过求解二维Ｎ─Ｓ方程对相应实验状态下的进气道内流场进行了数值模拟。风洞实验与数值模拟取得了较好的一致。进一步的分析还表明高超声速进气道内的激波─边界层干扰对进气道性能有很大的影响。     

气体自发光在高超声速流场显示中的应用

提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法，介绍了在使用高焓运行的激波风洞中，对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果，可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交。结果表明此种方法不需外加光源，对于结构限制无法设置透明部件的模型，无疑是简单可行的。     

风洞气动热试验外推关联参数初步研究

介绍了Φ0.3m高超声速低密度风洞与Φ2m激波风洞的试验设备、测试仪器、试验模型和气动热推导方法。在马赫数M=10的试验条件下,通过流态划分参数、粘性干扰系数、总焓与壁面焓差、激波前后的密度比、壁面温度等关联参数,对高超声速带翼飞行器迎风中心线热流外推到实际飞行的方法进行了探讨。     

激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题，基于分离过程中高速流动的复杂性，对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性，特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点，更准确评估高超声速分离气动力/热特性，但是其有效试验时间短（ms量级），进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（HPELS），使得模型在短试验时间内完成主动分离测试，详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估，发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨（TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题，设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案，在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性，同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示，试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。     

燃烧加热风洞中水蒸气相变的数值研究

采用带有非平衡相变模型和考虑高温气体效应的平衡流动模型的数值方法,模拟了燃烧加热高超声速风洞中燃烧生成的水蒸气在喷管流动中发生相变的物理过程,研究了水蒸气凝结对下游流场参数的影响和凝结后气流进入试验段时尖劈模型斜激波后发生液滴蒸发两种典型情况。研究表明,凝结产生的潜热使试验气流参数偏离初始设定的风洞出口模拟流场;在流场中产生的凝结激波,将加剧凝结对风洞出口参数的均匀性的影响;对出口马赫数为6的喷管,为了模拟静温为220K的高超声速飞行环境,水蒸气的凝结将难以避免;带液滴试验气流经斜劈压缩后液滴蒸发,斜激波后气流热力学参数不能恢复到无相变时斜激波后的状态,将影响模型实验的测力等数据。     

圆管内高超声速流的发展和激波形态的实验研究

本文的研究目的是了解沿圆管内发展的高超声速流的结构。实验是在加拿大多伦多大学的高超声速炮风洞内完成的，风洞的自由射流马赫数Ｍ＿∞＝８．３０，总温Ｔ＿（ｔ∞）＝１０００Ｋ，总压Ｐ＿（ｔ∞）＝２６．５ＭＰａ单位雷诺数Ｒ＿ｅ＝３．２×ｌ０￣７。壁面静压以及内流中的若干截面内的皮托压力和静压测量结果揭示，管内产生的激波主要是斜激波形态，而且存在着较强的激波与边界层的相互干扰。实验发现，近管中心线的高超声速流动有不稳定现象；壁面的边界层，基本上是湍流边界层，特别是干扰区的下游；圆管出口的周向内壁面的顶壁面静压对管的攻角异常敏感。本文提供的结果，可以指导高超声速流的计算流体力学的方法和进展。     

脉冲风洞中用油滴表面流动显示技术研究激波—边界层干扰流动

本文介绍一种适用于脉冲风洞中显示复杂流动的表面油滴技术及其实验结果。在实验时间为２０至５００ｍｓ的风洞中表面油滴技术能清晰地显示尖前缘翼诱导激波－边界层干扰流表面流谱的详细特征，其特征位置与用铂薄膜电阻温度计和液晶热图测量结果吻合。油流图像表明尖翼高超声速干扰流具有相似于超声速干扰流的锥形特性，大翼偏转角时，存在二次分离再附现象。实验结果证实了尖翼上游干扰角的高超声速相似特性。     

激波风洞高焓流动及其驻点对流和辐射热流测量

在激波风洞中用氢氧燃烧驱动方法获得了总压１４ＭＰａ，总温高达７２００Ｋ的高超声速高焓平衡流，可以模拟再入飞行速度４至５ｋｍ／ｓ的真实气体效应，本文还介绍了高温气流中驻点对流和辐射传热测量技术及其测量结果。     

火箭发动机燃气射流流场的光学显示方法研究

本文研究了两种用于真实固体火箭发动机燃气自由射流流场和射流冲击流场显示的光学方法。实验结果表明 ,等厚条纹型 F- P干涉法。能够用于燃气自由射流流场的显示 ,而莫尔偏折法除此之外还可用于大范围的燃气射流冲击流场的显示。由此解决了长期以来无法显示这种高温、高压、强冲击、强火焰光等恶劣环境条件下的流场问题     

三维流场的干涉层析技术及进展状况

本文概要地介绍了三维流场干涉层析技术及其进展状况。对三维流场的多方向干涉投影数据的获取方法做了简要的评述；着重介绍了三维图像建方法。对莫尔偏折法在三维流场中的应用也做了一些探讨。     

部分相干光云纹干涉法测定复合材料连接件应力场

介绍采用部分相干光云纹干涉法测定复合材料单销钉连接件的位移场,从位移云纹图求得应变场和应力场。给出过销钉孔心水平截面上的应变和应力分布及应力集中系数。通过静力平衡所得误差在６％以内。证实了部件相干光云纹干涉法测量复合材料连接件的应变场和应力场是有效的实验方法     

低速风洞设计中的导流片损失问题

低速回流式风洞中拐角部位的流动损失占总损失的比重很大，该位置导流片绕流的流动状况对于流动损失有明显的影响。与常规的工程估算方法不同，风洞实验与数值计算相结合，并通过正交优化能够对不同工作条件下导流片流动及其性能指标的变化规律进行研究，对特定的导流片找到了最佳的工作条件。     

低速风洞设计中的导流片损失问题

低速回流式风洞中拐角部位的流动损失占总损失的比重很大，该位置导流片绕流的流动状况对于流动损失有明显的影响。与常规的工程估算方法不同，风洞实验与数值计算相结合，并通过正交优化能够对不同工作条件下导流片流动及其性能指标的变化规律进行研究，对特定的导流片找到了最佳的工作条件。     

不同透气情况降落伞的流场试验研究

降落伞由于其柔软透气性,其流场测量非常困难,而流场特性直接关系到降落伞的气动性能.本文采用风洞设备,利用七孔探针对不同透气情况下的降落伞的绕流流场进行了试验测量.采用Labview和Matlab engine混合编程技术进行七孔探针的压力数据采集和实时数据处理,获得了不同透气情况下伞衣周围的速度及压力分布情况,并对其进行了详细的流场分析.通过对不同透气伞流场的比较,可知透气情况对伞衣前后静压大小、尾流流线汇集位置、稳定性及噪音均有一定的影响.本文的研究解决了绕伞衣流场定量测量的难题,同时为降落伞的气动性能分析提供了一个很好的技术方案.     

基于云纹干涉法与钻孔法的等离子热障涂层残余应力实验

应用云纹干涉法与钻孔法结合的光测力学实验方法,研究了等离子热障涂层基体材料镍基高温合金DZ125的残余应力.通过实验和计算获得了等离子喷涂工艺下基体DZ125的残余变形场、残余应变场和残余应力,并描述了其主要特征.结果表明,采用云纹干涉法与钻孔法结合测定热障涂层残余应力具有全场测量和高灵敏度等优点,这对于采用光学手段研...     

基于云纹干涉与钻孔法的等离子热障涂层残余应力实验研究

应用云纹干涉法与钻孔法结合的光测力学实验方法,研究了等离子热障涂层基体材料镍基高温合金DZ125的残余应力。通过实验和计算获得了等离子喷涂工艺下基体DZ125的残余变形场、残余应变场和残余应力,并描述了其主要特征。结果表明,采用云纹干涉法与钻孔法结合测定热障涂层残余应力具有全场测量和高灵敏度等优点,这对于采用光学手段研究热障涂层残余应力有着积极的意义。     

平板表面薄圆柱绕流摩擦力矢量场全局测量

针对壁面摩擦力矢量场测量问题,基于剪切敏感液晶(SSLC)涂层技术建立了一种测量平板表面摩擦力矢量场的方法。该方法基于多视角测量原理,采用六台同步相机从不同方向同时采集SSLC涂层在摩擦力作用下的颜色变化,与采用单台相机相比能够降低测量噪声,并且具有测量非定常流动的摩擦力场的潜力。应用该方法测量了平板表面薄圆柱绕流的摩擦力矢量场,结果表明:(1)SSLC涂层能够以彩色方式定性显示壁面摩擦力信息;(2)通过对不同方向观测的SSLC涂层颜色进行分析处理,该方法能够高分辨率测量薄圆柱绕流的摩擦力矢量场,详细地捕获了流动特征;(3)同一份SSLC涂层可以重复使用并且可用于测量不同的摩擦力矢量场。     

单斜热丝测量叶轮机内三维流动

本文改进了单斜热丝测量三维流动的计算处理方法,其特点是精度高、气流角度测量范围宽。测量中,置斜热丝于三个以上角度位置,借助高速数据采集系统和锁相采样平均技术,进行采样处理,再用本文发展的程序,计算三维速度平均量。用这种方法,成功地测出了轴流压气机转子出口周期性三维流场。对校准风洞流场的测量核实表明,速度测量误差不超过1％,角度测量误差不超过1°。