高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一。笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述。介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势。同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心（CARDC）在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况。     

高超平板边界层转捩的气动光学诊断技术

高超声速平板边界层转捩是基础研究和工程应用中的一个重要的难题,对于转捩区域的理论估计和试验诊断与实际飞行试验结果有较大的偏差。随着光学测试技术的发展,高超声速气动光学研究水平不断提升,在气动光学中,一个重要的问题是边界层流动对穿过流场的光束存在影响,使光束发生畸变,包括光束的偏折、模糊和抖动。将上述两个问题结合起来考虑,高超声速边界层的转捩过程会使穿过边界层的光束的畸变情况发生变化,通过研究流场状态变化与光束畸变的变化之间的关联,尝试建立一种以气动光学测试方法为基础的边界层转捩诊断技术。本文具体分析了高超平板边界层转捩与细光束抖动特性之间的联系,提出了可以通过气动光学的细光束技术和高速图像拍摄技术对高超平板边界层转捩进行检测识别的新思路,并在FD-20风洞中来流Ma=8,ReL=1×107/m条件下,采用SABT(Small-Aperture Beam Technique,即细光束技术)以及HICS(High-speed Imaging Camera System,即高速图像拍摄系统),开展了平板模型边界层转捩的细光束抖动特性实验。试验模型的中心子午线上布置了有机玻璃窗口,可通过窗口测量光束通过测点及边界层后的抖动情况,结果表明再边界层的不同流向位置,细光束的抖动出现了幅值方差的变化。将这一试验结果与同一模型中心子午线的气动热测试结果相比较表明,细光束抖动特性的变化趋势与转捩区中的热流增长趋势相同,因此,采用上述气动光学检测技术对高超平板边界层转捩进行诊断和识别,存在可行性。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

基于流线跟踪法的气动热工程计算研究

运用结构化网格求解三维Euler方程,计算得到边界层外缘无粘流场气流参数;利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了飞行器无粘表面流线分布;在理论和半经验公式的基础上,计算了定比热比和变比热比情况下驻点热流密度,非驻点区域采用参考焓、局部相似性等方法来确定飞行器表面的气动加热,实现了数值算法与工程算法的耦合.上述方法用于求解高超声速钝双锥的表面热流分布,计算结果与经典的热流公式和实验结果进行对比,平均精度为10%左右,满足高超声速飞行器概念研究和初步设计的需要.      

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。     

薄膜电阻温度计原理性误差分析及数据处理方法研究

薄膜电阻温度计是高超声速测热试验中一种常用的传感器,多用于激波风洞中。改进薄膜电阻温度计测热数据的后处理方法,分析其原理性误差,提出修正方法,可以进一步提高热流测量精度,为防热设计提供可靠数据。应用三维热传导理论,考虑热流和温升的耦合影响,计算了气动加热条件下薄膜电阻温度计结构温升情况,得到了铂层内的温度分布规律,并与一维半无限简化理论得到的薄膜电阻温度计表层温度相互对比,得到了模型简化带来的原理性误差;建立了由表面温升计算表面热流的导热反问题计算方法,与经典的Cook-Felderman处理公式和热电模拟网络处理方法相互对比,提出了修正热流值的方法,为提高热流测量精度提供了一种可行的手段。     

激波风洞温敏热图技术初步试验研究

介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术。该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布。由于有效运行时间一般只有10ms左右,在激波风洞中采用温敏热图技术在材料温敏响应、图像采集等方面均存在困难,导致此技术还很不成熟。介绍了近期在CARDC 0.6m激波风洞中开展温敏发光热图技术研究的情况,包括发光材料的研制、材料喷涂、图像处理及标定等方面的研究工作。验证试验采用了平板加钝舵模型,获得了与理论分析及传感器测量结果较一致的平板干扰区热图结果。热图与薄膜传感器测量数据差异大致在5%~25%之间。     

高超声速飞行器瞬态热试验

为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证,设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流,实时测出结构表面的热流值和温度,得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境,并为此设计了冷却床,在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境,使瞬态热试验的原理更加合理,精度进一步提高.      

红外热图在高超声速低密度风洞测热试验中的应用概述

围绕大极角情况下模型表面温度的测量、红外热图测热精度的提高、模型物面坐标与红外热图像素位置对应关系等问题,对近年来在高超声速偌氏密度风洞开展的红外热图测热工作进行了总结,给出了一些实用、简单、经济的方法。为验证上述技术,在高超声速低密度风洞开展了用红外热图技术与热电偶同时测量一平板带劈薄壁模型表面的气动加热率分布以及半球圆柱模型红外测热数据与DMSC计算结果的比较。不同手段获得的数据与红外测热数据相互验证的结果表明：这些技术的解决,有利于红外热图技术向工程化实用化迈进。     

高超声速表面摩擦应力油膜干涉测量技术研究

针对高超声速摩阻测量的需求,将基于表面图像的摩擦应力油膜干涉测量技术（SISF）应用于Φ0.5m常规高超声速风洞。通过平板模型的风洞实验,进行了硬件设备平台研制、模型表面材料、油膜物性参数的影响特性以及干涉图像数据处理方法研究。结果表明,建立的SISF硬件设备和技术能够获得清晰的干涉条纹,平板模型表面摩擦应力测量结果与数值模拟结果一致,研制的SISF系统可以可靠地应用于高超声风洞模型表面摩擦应力测量。     

表面热流辨识技术在边界层转捩位置测量中的应用初步研究

目前工程飞行试验中主要采用近壁热电偶测温法来确定飞行器表面流动的边界层转捩位置,由于测点离表面较近,对温度传感器量程和结构强度有较高要求。为此,提出了基于表面热流辨识技术确定转捩位置的基本思想和处理方法,测点可以距离表面相对较远。但是,当测点越远离受热面,辨识问题的不适定性会越强,因此需要采用仿真辨识方法来对传感器安装位置进行合理选取。在给出二维传热模型表面热流辨识算法的基础上,对两个算例进行了仿真辨识分析。结果表明：基于表面热流辨识技术确定转捩位置是可行的,能给出较为准确的转捩区域判断。     

基于传热反问题方法的N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流测量研究

测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。     

钛合金铣削刀具/工件接触区域温度预测

钛合金（Ti-6Al-4V）因其优良的综合性能广泛应用于航空航天领域中,然而由于其导热系数低、弹性模量低等特性,铣削加工过程中刀具/工件接触区域温度过高,从而导致刀具磨损严重,影响已加工表面质量。因此研究切削过程中刀具/工件接触区域温度具有重要意义。从切削机理出发,将切削区域的3个热源等效为螺旋线热源,其中热流密度计算类比铣削力预测模型中铣削力计算方法,提出包含铣削热系数的热流密度计算模型,并通过实验标定铣削热系数,结果表明热流密度随切削厚度增加接近于线性增加。建立刀具/工件接触区域温度预测模型,通过半人工热电偶测温实验对模型的可行性与准确性进行了验证,实验值与预测值的相对误差在10%之内。提高了刀具/工件接触区域温度的计算精度,并为切削参数的合理选择提供理论基础。     

An overview of infrared thermography techniques used in large wind tunnels

Infrared thermography (IRT) is used at Onera in large facilities for boundary layer visualization and for heat flux assessment. Modern IR cameras and insulating paints enable efficient visualization of the laminar/turbulent transition region. This technique is now applied in large transonic test facilities. Heat flux assessment is one of the main purposes of hypersonic tests. It is done mainly with IRT and dedicated softwares, while sensors as thermocouples are used to check the reliability of IRT. A 1D data reduction method has been developed to provide the heat flux through temperature measurements. It takes into account thickness and curvature effects. The method has been recently improved to be used with steel models covered with an insulating paint, which provides a high emissivity. The temperature film is converted into a heat flux film, which is be used to extract the useful information. This requires image processing tools that relate every pixel to a point on the model. A new application of IRT is going on in the Onera's high enthalpy hypersonic wind tunnel F4. The camera is used in single-line scan mode because of the short duration of the run. The main difficulty comes from the flow, which is not transparent. The first trial to cope with this kind of optical pollution is encouraging.     

航天器再入大气层热力分析

以OREX（orbital reentry experiment vehicle）的飞行试验数据和相关的CFD数值模拟结果为基础,采用传热理论及相关公式,分析计算了OREX再入大气层过程中的轨迹,驻点处热流密度非平衡假设和平衡假设下的换热问题.所计算的轨迹、热流密度非平衡假设下计算的驻点温度和热流密度值同试验数据及相关的CFD数值结果取得了很好的一致,相应的计算方法可作为航天器驻点热力分析的通式.然而在平衡假设条件下,尽管计算所得到的驻点热流密度与之前的CFD数值结果差别不大,但这种情况下计算得到的温度与试验数据不符,这应归结于计算的热流密度结果对驻点处温度变化的不敏感.比较非平衡假设和平衡假设下的换热计算结果表明,对于航天器再入过程中的热力探讨不能仅仅满足于热流密度分析,对温度的考察或许更重要.      

机翼电加热防冰表面内外传热的耦合计算

分析了机翼防冰表面的传热传质现象,对电加热防冰表面内外传热耦合计算进行了研究.采用附面层积分法对机翼表面传热系数进行计算.根据传热传质比拟得到了防冰表面蒸发量.建立表面微元的能量与质量守恒差分方程组,利用高斯-赛德尔迭代法求解,将外部防冰载荷、蒙皮弦向导热和内部加热热流三者耦合,采用亚松弛系数稳定迭代过程,最后得到平衡表面温度、溢流水和溢流结冰的范围.计算结果和文献中试验以及其他数值仿真结果比较,吻合较好,表明了模型及计算方法的正确性.      

多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。     

狭窄空间内沸腾的几个特征

将石英或瓷质板用电热膜技术加工成加热板。将两块加热板对称地放入饱合氟利昂－１１３（Ｒ－１１３）中形成竖直窄通道。对通道内沸腾的始沸点、流型和传热规律等基本特性进行实验研究。结果表明：始沸热流随加热板通道间距减小而降低;沸腾流型与加热过程、通道间距等因素有关;存在最佳传热通道间距;最后提出小通道内始沸热流、传热规律的半经验关系式。     

高温壁面热流与温度一体化测量传感器研究

为了测量超燃冲压发动机燃烧室的热环境,从Gardon热流计原理出发,发展了一套水冷热流/壁温一体化测量技术。采用热阻分析方法,对传感器的热结构进行了分析与优化设计。测试了多种隔热与外壳材料对传感器响应特性的影响。通过辐射加热方式对传感器进行了标定,获得了热流/电压、壁温/热流的标定曲线。采用该传感器,在模拟马赫数6、总温1800K的来流条件下,对超声速燃烧室的热环境进行了初步测量,获得了与传热分析相一致的结果。     

传感器表面温度对热流测量的影响

高超声速飞行器热环境测量数据一直是防热设计和考核的基准数据,也是热环境计算方法的考核性数据,其准确性至关重要。针对热流测量中遇到的传感器表面和周边防热材料温度差异而导致的测量数据偏差问题,采用基于Navier-Stokes方程的自研程序开展了详细的气动热环境数值模拟,得到了不同温差条件下传感器表面热环境的分布规律,并根据场协同理论分析了局部热流变化的成因机理,研究了影响热流变化幅值的主要因素。结果表明：①当传感器和其周边材料的温度存在一定的差异时,导致该区域近壁面流场中的压力、密度等特征量梯度增大,改变了传感器当地的法向速度和温度分布,造成了局部热流的剧烈变化。②相同来流马赫数和高度下,来流攻角主要影响法向速度的分布,从而影响气动加热量,攻角越大,相同温差下加热量上升的幅度越小;来流总温主要影响法向温度梯度的分布,从而影响气动加热量,来流总温越大在相同温差条件下加热量上升幅度越小。所开展的研究工作可加深对传感器局部热环境分布规律的认识,避免对测量热流的误判,提升数据判断和分析的可靠性。