乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一.对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证.实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°.结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好.进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合.乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力.下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著.在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好.     

高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术

摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分,也是制约高超声速飞行器发展的重要因素,因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要.简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况,同时对中国航天空气动力技术研究院自行研制的两套摩擦阻力测量装置作了介绍,并指出应变式摩阻天平技术是测量摩擦阻力的有效途径之一.文中给出了这两种结构形式摩阻天平的静校结果及其在高超声速风洞中的试验结果,并对结果进行了讨论.     

三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析

为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。     

高超声速风洞子母弹分离干扰测力试验技术

本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果。试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°～20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性。试验结果表明:法向力、轴向力、俯仰力矩及压心测值规律正确、量值可靠,为开展高超声速风洞CTS试验技术奠定了良好的技术基础。     

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 CARDC 0.6m 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2.85×107/m 和1.58×107/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。     

可变形乘波体气动推进与控制一体化综合设计

乘波体是高超声速飞行器的主流构型,若将其设计成可变体,能有效拓展飞行包线,确保全局的稳定性能.针对可变形乘波体综合设计方法进行研究,首先基于给定的基准乘波体外形,依据高超声速空气动力学理论和瑞利流公式估算出气动力和推力值,建立飞行器模型,然后给出飞行器可变前体多级压缩的约束条件,探讨可变形乘波体气动、推进与翼面控制之间的协调变化关系,最后通过仿真得到可变形乘波体的设计参数,验证综合设计方法的可行性.     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

子弹干扰测力天平的研制

为了获得母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性,在φ0．5m高超声速风洞进行了子母弹干扰测力试验技术的研究。在试验中,采用现有的φ20内式六分量天平测量母弹的气动力,采用专门研制的φ14内式六分量子弹干扰测力天平测量子弹的气动力。试验结果表明：专门研制的子弹干扰测力天平温度效应小、性能稳定、测值可靠,很好地满足了风洞试验的需要。     

高超声速快响应PSP测量技术研究进展

高超声速流动中普遍存在转捩、分离和激波–边界层干扰等复杂流动现象,会导致飞行器表面压力分布复杂且变化剧烈。压敏涂料（PSP）具有非接触、高空间分辨率以及全场测量等显著优势,是高超声速气动测试亟需的精细化测量技术。近年来,随着PSP响应速度的提升与测量方法的发展,其应用已逐渐由常规低速/高速风洞测试拓展至高超声速领域,在高速运动模型测试方面也取得了突破。本文介绍了快响应PSP测量技术的最新研究进展,结合两类典型的高超声速风洞以及一种相对特殊的自由飞弹道靶设备,分别探讨了PSP测量技术的挑战与对策,并展示了相关应用实例,最后对高超声速快响应PSP测量技术研究进行了展望。     

采用内部测温估计表面热流在高超声速风洞试验中的应用

表面热流预估方法利用试验件内部的温度来预估其表面热流。该方法的最大优点是测量温度的热电偶是内埋在试验件内部,不与外界的高温气流直接接触。该方法为高超声速飞行器飞行实验估计表面热流提供一种可行的途径。为了验证该方法在预测外界流场特性方面的能力,在航天空气动力技术研究院(CAAA)的 FD-03风洞中开展了一系列高超声速气动热风洞试验。试验中采用一块铝合金试验板,部分试验采用光滑平板,其余试验在试验平板的表面添加拌线以干扰外界流场。而后采用热流估计方法预估试验板的表面热流。预估结果表明,如由拌线产生的激波等外流场的强烈变化将在估计的热流结果中得到清晰的显示。     

风力机叶片的全局表面摩擦力测量的荧光油膜法

表面摩擦力是分析和预测风力机叶片气动特性的重要途径之一。为了实现风力机叶片全局表面摩擦力测量,获得流动在叶片上的拓扑结构,理解相关流动机理,引入了荧光油膜测量技术,给出了荧光油膜在表面摩擦力作用下的演化模型,并讨论了该演化模型的求解方法。为了验证该方法在风力机叶片上运用的可行性,设计了一个简化实验。实验中以平板代替具有三维弧面的叶片,并采用不同角度的倾斜射流冲击给定平板,以获得不同摩擦场。实验结果与E M Sparrow和B J Jovell给出的测试数据一致,这意味着基于荧光油膜的全局表面摩擦力测量方法具有测量风力机叶片上全局表面摩擦力的潜力。     

高速列车隧道通过中的气动效应动模型实验研究

高速列车进入隧道时，会产生压缩波，压缩波沿隧道内传播至隧道端口后形成向外辐射的微气压波。本文介绍了采用动模型实验平台在200~350km/h速度范围内对60m双向隧道模型的隧道壁面压力波和出口微气压波开展的实验研究。首先分析了实验数据的有效性；其次给出了初始压缩波最大值随时间的衰减变化规律和微气压幅值随实验速度的变化特性；最后研究了流线形头型长度对微气压波幅值的影响。实验结果表明:在实验速度范围内，隧道压力波和出口微气压波无量纲值保持一致，但隧道出口微气压波与流线型头型长度只能定性描述，定量关系难以确定。     

隧道阻塞比对列车进入隧道产生的气动效应的影响

高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响.隧道阻塞比对气动效应的产生有非常重要的影响.利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,验证了压缩波的隧道阻塞比影响系数值,初步确定了阻塞比与微压波压力的理论关系,依据实验结果,确定了微压波的阻塞比影响系数的范围.     

高速列车进入隧道产生的微气压波实验研究

高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响.笔者利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,对不同长度喇叭型缓冲结构削减微压波效果进行了比较,得到了有关微压波产生、传播以及缓冲结构缓解微压波效果的规律.     

圆环压缩的刚塑性有限元分析与应用

本文采用刚塑性有限元法分析圆环压缩,并与上限法分析和试验结果进行比较。结果表明,采用这种方法可以计算标定曲线,计算各种润滑剂的摩擦因素和压缩状态下材料的应力应变曲线,模拟圆环的变形和摩擦面的正压力分布。 本文还通过试验,求得四种高温润滑的摩擦因素和Ti-6Al-4V在不同条件下的应力应变曲线。     

高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验

给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果.实验马赫数M∞≈8,运行时间τ=50~60 ms,雷诺数范围Re1∞=2.7×106~4.0×107,模型表面的边界层自然转捩.在实验中,模型中有燃料供给:把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室.提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件.测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布.所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M(实验马赫数M∞≈6,8,运行时间τ=100~120 ms,雷诺数范围Re1∞=(1.3~1.8)×106,进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩).结果表明:实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同.发动机刚刚启动时,在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流.注入氢后,首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动.之后,在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激波流态.在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验,获得了令人满意的结果.     

低速冲击复合材料层合板的机械修补参数研究

对于铺层材料为T300/双马树脂的复合材料层合板,研究了低速冲击损伤条件下机械修补的影响因素。考虑机械修补填充效应和装配干涉量、螺栓预紧力、界面摩擦力对修补强度的影响,针对低速冲击复合材料层合板的机械修补,建立了三维的有限元模型,有限元计算结果与实验结果吻合良好,从而机械修补模型是有效的。进一步有限元计算分析表明:1)金属填充装配的干涉量存在最优值;2)摩擦系数的增大可有效地提高修补结构压缩破坏强度;3)较大模量比修补结构的强度较小;4)存在最优的螺栓拧紧力矩,在此拧紧力矩下修补件的修补强度最高。     

基于气体放电的高超声速激波结构显示技术

基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性，在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统，并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型，在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中，气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构，与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中，气体放电方法观测到了2个截面（对称面和远离对称面截面）的激波结构，对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致，远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中，气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构，且尺寸与数值计算结果相差较小，约为7.9%。这些实验结果表明，在高超声速脉冲风洞中，采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构，不仅可进行分截面激波结构观测，还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示，而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。