相变热图试验技术研究与应用

相变热图试验技术是通过在飞行器表面喷涂具有一定相变温度的相变涂料来进行大面积热测绘的风洞试验技术。在FL—31高超声速风洞中,采用半球-圆柱体绝热模型进行试验的结果表明,相变热图试验技术的假设成立、测值可靠,特别是与之相配套的相变热图图谱分析软件系统的开发,使测热试验更加可视化和自动化。     

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CARDC0.6m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.     

液晶热图技术在脉冲风洞中的应用

在短时间脉冲风洞中,对液晶热图实验技术进行了试验。在实验时间为20ms的炮风洞中,获得了清晰的三维高超声速分离流场的热图显示照片。热图照片不仅与油流图谱所显示的特征位置吻合,而且能半定量地显示表面热流的分布。该项技术的研究为国内空气动力学实验研究提供了一项新的方法。     

高超声速飞行器结构热试验技术进展

重点介绍了美国NASA Dryden飞行研究中心近十年来开展的结构热试验技术研究,包括加热技术、温度测试、热流测试、高温应变测试、传感器安装技术、热结构无损检测等内容,以及进行的高超声速飞行器热结构试验项目.     

磷光热图测热技术研究

磷光热图测热技术基于磷光材料的温度敏感特性,是应用于风洞热环境测量的新型全场热流测量方法,近年来在欧美等国得到了高速发展.在中国航天空气动力技术研究院搭建了一套磷光热图系统,采用20°压缩拐角模型开展了重复性试验及铂薄膜电阻温度计对比和纹影验证试验.试验结果表明:热流测量特征区域结果与纹影照片符合良好;技术自身重复性误差小于5%;平板热流与理论值误差小于10%;与铂薄膜电阻温度计的对比误差小于20%,此误差主要由铂薄膜电阻温度计的测量散布度引起.该技术通过单次试验获得模型全场热环境数据,且能够捕获热流峰值区域,是一种全面高效的热环境测量手段.     

高焓非平衡气动热环境的试验模拟及影响

在电弧风洞中开展材料特性考核试验时,一般根据部分相似模拟理论,通过模拟飞行条件的总焓和表面压力模拟气动热环境.分析了部分相似模拟的适用条件,并通过数值求解二维轴对称热化学非平衡粘性激波层方程,计算了两种不同尺度球头模型的流场特性,分析了试验状态对飞行条件热环境的模拟程度和对材料性能评价的影响.研究表明,对于热化学非平衡流场,特别是对于表面催化系数较低的热防护材料,采用部分相似模拟理论开展试验,气动热环境模拟程度下降,并且由于热焓比例偏小,对高温耐烧蚀材料的考核程度偏低.     

可重复使用热防护系统试验验证技术概述

主要针对高超音速飞行器三种典型可重复使用热防护系统概念,详细阐述了热防护系统试验验证技术国内外进展。国外所开展的热防护系统验证试验项目,主要包括热物理性能试验、力学性能试验以及在热、压、振动、噪声、大气暴露、雷击等极端环境下的TPS结构耐久性试验三大类。简要介绍了热防护系统验证试验的关键技术,分析了国内在热防护系统试验验证技术方面的技术需求,阐明了我国热防护系统试验验证技术未来发展方向。     

高超声速飞行器结构热模态试验国外进展

高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应,极高的温度及温度梯度,改变飞行器结构热物理参数和力学性能,导致结构弯曲、扭转刚度下降,颤振安全边界降低,影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性,作为反映气动加热对结构影响的重要参数,在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20世纪中期以来,NASA Langley、Dryden等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15翼舵、X-34发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证,近期Dryden研究中心针对X-37方向舵开展热模态试验的探索研究。系统综述了国外开展的热模态试验方法、试验设施和试验结果,总结热模态试验中的工程问题和研究方向,对于国内热模态试验技术的发展、飞行器结构高温性能评估等均具有重要的指导意义。     

气动热试验中稳态热流测量技术研究

高超声速飞行器热防护系统防热结构、防热材料的地面防热试验研究中,模型表面热流大小是关键参数之一。介绍了防热试验研究中瞬态热流测量技术,详细分析和论述了将红外热图测试技术和水卡量热计测试技术相结合,利用动态换热平衡和能量守恒原理实现防热试验中稳态热流测量的基本理论和测试方法,并给出初步试验结果。该技术的建立,为地面防热材料筛选和材料防热机理研究提供了有效、可行的测试手段。     

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。     

可扩展机载SAR信号处理机的研究

合成孔径雷达（SAR）信号处理的数据量和计算量都很大，对信号处理机来说是一个巨大的挑战。可扩展的信号处理机可以提供给处理机一种较好的持续性能，但处理机的扩展性会因硬件结构和软件规划的不同而呈现出不同的效果，必须从硬件和软件多方面作综合考虑。本文从任务规划、数据传输模式和处理单元的拓扑结构等三方面对可扩展实时并行SAR信号处理机进行了分析研究。提出一种可扩展实时并行SAR信号处理机方案。该方案基于DSP、通用计算机和实时Linux操作系统，具有通用性、可扩展性、可编程性和可实现性，较好地平衡了处理机性能与灵活性之间的矛盾。     

亚表面缺陷脉冲相位热成像检测技术

对脉冲相位热成像技术应用于亚表面缺陷的检测进行了实验研究,给出了铝合金和聚合物两种典型的金属和非金属试件的检测结果,并同传统红外热成像检测的对比度图像进行了对比。还对脉冲相位热成像检测技术中频谱分析的有关问题进行了分析,指出选择采集频率、采集窗口大小要考虑的影响因素,并分别采用组合平滑滤波、分段拟合的方法改善了相位变换的实际效果。结果表明脉冲相位辐射测量技术与一般光热辐射测量相比,测量结果明显改善,增强探测缺陷特别是深度缺陷的能力,减小加热不均等表面因素对测量的影响。     

温敏漆校准及图像后处理方法研究

涂料校准误差是温敏漆实验技术中的重要误差源。针对国产615/EP配方温敏漆实施校准实验，系统研究了校准过程中涉及的CCD曝光时间，图像平均幅数，噪点的强度、体积和数量，图像清晰度和模数转换位数等技术参数对校准精准度的影响。研究结果表明:噪点的强度、体积和数量对涂料校准精准度影响很大。在噪点数量少、强度弱的取图区域中，图像清晰度对校准精准度影响很小，单幅图像即可保证校准精准度的要求。为了获得较高的校准精准度，对于滨松ORCA-R2型CCD相机，建议采集图像灰度值大于相机满井值的32%，同时要求温敏漆风洞实验与校准实验中采集图像的位数保持一致。     

80°三角翼流动显示和涡频测量试验研究

在中国航空工业空气动力研究院FL-5低速风洞进行了80°三角翼流动显示和涡频测量试验研究.介绍了能产生扫描式6片光的旋转镜平行多片光装置;介绍了能产生连续、均匀的示踪粒子且粒子浓度可调的气压式粒子发生器;介绍了测量涡跳动频率的光学方法和用应变天平测量模型抖动频率的方法,并对大迎角和大滚转角时涡跳动频率和模型抖动频率进行了测量,结果表明:a=42°、φ=42°时模型抖动频率(7.2Hz)和涡跳动频率(7.75Hz)接近,模型的抖动可能是由前缘涡的非定常跳动引起的;介绍了流动图像处理的相位平均技术,该技术可用于动态流动显示和测量,并可对动态迟滞效应进行定量分析;介绍了流动显示图像的三维重建技术,该技术可用于显示空间涡的结构并分析其机理.     

导弹复合随动系统运动特性校准技术

针对某型导弹随动系统在实际发射过程中的运动姿态准确性，本文设计了一种高速相机动态测量系统。该系统采用多台高速相机为图像采集传感器，运用图像处理技术在导弹复合随动系统上实现其运动姿态的动态采集，利用软件编程完成运动特性动态数据的自动采集与处理，最后实现导弹随动系统运动特性动态校准。研究结果表明，该技术具有环境适应性强、测量效率高等优点，而且系统精度精确稳定。     

2.4犿跨声速风洞连续变迎角试验关键技术研究

在2.4m跨声速风洞开展连续变迎角试验技术研究中,遇到了3个难题:跨声速流场被持续扰动,快速精确补偿困难;试验有用信号频率与干扰信号频率产生重叠,降噪处理困难;信号间不同步对试验数据的影响增大,信号精确同步困难。采用总静压滤波优化和PID(Proportional Integral Differential)调节优化等方法提高流场快速跟随性,硬件+软件+小波等复合滤波方式进行降噪处理,并利用互相关函数实现各信号的精确同步,建立了2.4m跨声速风洞连续变迎角试验技术。使用J7等标模对该项技术进行了验证,结果表明,上述问题均得到有效解决,连续变迎角试验流场犕犪数稳定在±0.002范围内,数据的精准度达到阶梯测力试验水平。     

基于图像分割的两相流PIV/PTV测量技术

介绍了采用图像分割技术,将密度较低的大悬浮颗粒和高浓度的示踪粒子共存的两相流场图像进行分离(相分离),对经过分割的悬浮相图像和连续相图像分别进行PTV和PIV运算,以实现对两相流动各个相速度场的同时测量.而后将基于相分离的PIV/PTV程序应用于对液固两相冲击射流流场的实验测量,并对测量结果进行了研究和分析,从而验证了相分离程序.实验结果表明,基于图像分割的PIV/PTV程序在两相流速度场测量中具有较好的实用性.     

高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究

在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。     

固体火箭发动机绝热层脱粘的红外热像检测规律

闪光灯激励的红外热像检测法是一种非接触式的光学无损检测技术,有望应用于固体火箭发动机绝热层脱粘的在线检测。为了推进该技术在固体火箭发动机绝热层脱粘检测中的应用,用数值模拟和实验方法研究了固体火箭发动机绝热层脱粘脉冲热像检测的规律,得到了决策参数与结构参数之间的定量关系;提出了检测极限的确定准则,并计算了脱粘大小和深度(绝热层厚度)的检测极限;提出了脱粘尺寸的测量方法及误差修正公式。所得的方程、数据和结论为固体火箭发动机绝热层脱粘的红外无损检测提供了科学依据和操作准则。