电磁波在等离子体高温气体中传输特性实验研究

针对高超声速飞行器头身部形成的等离子体鞘套对通信的影响,在中国空气动力研究与发展中心的粉末激波管上开展了电磁波在等离子体高温气体中传输特性的实验研究.实验中获得了等离子体气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率.实验结果表明:X波段和Ka波段电磁波在高激波马赫数Mas=16.1、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=15 9、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X波段和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=10.1、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的高温等离子气体中平均传输损耗较小,可以进行有效传输;Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=8.9、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体气体中平均传输损耗小于1dB,可以进行有效传输.实验得到的等离子体高温气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率与理论计算值基本一致.     

大气环境中喷流等离子体隐身试验研究与分析

介绍了喷流等离子体隐身技术的原理性试验及其数值计算.试验是在大气环境中利用微型固体火箭发动机作为等离子体发生器,选择不同的发动机参数和推进剂控制发动机产生不同的喷流等离子体.在小双站角方式下,使用X波段连续波雷达系统测量了不同的喷流等离子体覆盖金属目标表面时的微波散射功率.试验结果表明,等离子体层厚度为9cm、电子密度分布接近为高斯分布、电子与中性气体的碰撞频率为高斯分布、峰值电子密度为1012/cm3量级、峰值碰撞频率为2.2×1011Hz的喷流等离子体对X波段微波具有明显的吸收作用,平均吸收达到90%.数值计算采用时域有限差分(FDTD)方法中的直接积分方法,用试验获得的等离子体层厚度、电子密度分布、电子与中性气体碰撞频率的空间分布等参数计算了有等离子体覆盖时金属目标的雷达散射截面(RCS),选用的微波频率为X波段的典型频率10GHz.数值结果表明,试验产生的特定等离子体能够有效地吸收电磁波的能量,减少RCS.数值计算结果和试验结果较吻合.     

高超声速锥模型及其尾迹电磁散射实验研究

介绍了利用X、Ka波段雷达系统在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上开展了金属锥模型和开槽锥模型及其尾迹的电磁散射截面积(RCS)实验研究,模型底部直径φ12mm、半锥角和头部半径分别为12.5°和1.0mm.金属锥模型速度大于6km/s,飞行环境压力为6.8kPa;开槽锥模型速度5.4km/s,飞行环境压力7 5kPa,雷达测量方式为X波段单站,Ka波段单站.实验结果表明:在等离子体绕流场包覆模型时,获得的锥模型单站X波段RCS、单站Ka波段RCS的实验结果与数值计算结果较为吻合;锥模型的单站后向电磁散射主要集中在模型头身部区域,尾迹散射相对较小.     

激波管用于磁等离子体中电波传输的研究

利用安装在直径为800mm 高温激波管后端盖处带有切取器的矩形实验段,获得了较均匀的薄层等离子体鞘层(Z=4cm或2cm)。采用液氦冷却下的低温超导线圈产生连续的强磁场,研究了有强磁场存在条件下3.9GHZ 微波穿透薄等离子体鞘层时的传输特性。对于 Ne≈3×10~13/cm~3,v≈9×10~9/s 和 Ne≈4×10~12/cm~3,v≈2.4×10(?)/s两种等离子体状态,H=0.44～0.84T,分别测量了无外加磁场和有外加磁场情况下电波的功率衰减。实验结果表明在本文所加的磁场强度条件下,测量到的电波功率衰减值均有较明显改善。     

高超声速球模型及其尾迹电磁散射试验研究

介绍了利用X、Ka波段雷达系统在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上测量φ10mm的非烧蚀钢球模型和φ10mm烧蚀铝球模型、铜球模型及其尾迹的雷达散射截面(RCS).模型速度大于5km/s,飞行环境压力为3173~11219Pa,雷达测量方式为x波段单站,Ka波段双站.试验时,模型飞过天线波束区时,雷达系统测量模型及尾迹X、Ka波段的近场雷达电磁散射特性.经过近远场变换,利用"距离-多普勒"的ISAR成像原理对模型及其尾迹进行一维距离成像,得出总体RCS和沿模型及尾迹沿飞行轴线的分布RCS和一维距离像.试验结果表明:在本文试验条件下,钢球模型、铝球模型和铜球模型本体RCS均大于尾迹的RCS;在相同飞行速度和环境压力条件下,铝球和铜球的尾迹RCS均远大于钢球的尾迹RCS.     

亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验

设计了舵面颤振试验装置,在亚跨超风洞中对展弦比2.0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究.试验马赫数范围为0.3~0.75.试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性.同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析,即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率,并通过阻尼外插得到颤振临界动压值.研究结果表明:该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究.当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时,以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率,并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数.     

环形激波聚焦流场特性的间断有限元方法(英文)

针对环形激波聚焦时产生的高温、高压特性,采用间断有限元方法对环形激波在同轴圆柱形激波管内的聚焦流场进行了数值模拟。为了验证采用方法的有效性,首先对经典激波管问题进行了求解,计算结果与解析解吻合很好。其次,对入射激波马赫数为2.0到5.0的环形激波聚焦流场进行了计算,获得了环形激波在圆柱形激波管内聚焦过程的气动特性。模拟结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉激波聚焦过程形成的绕射、反射和聚焦等主要流动特征,而且在聚焦点附近,数值解具有较大的梯度变化,表明该方法对间断解具有较强的捕捉能力。最后比较了网格尺度对聚焦点峰值压力的影响。     

封闭空间中斜爆震驻定稳定性增强方法及其试验验证

采用斜爆震燃烧的高超声速冲压发动机是具有潜力的高马赫数吸气式推进技术方案。克服斜爆震的驻定稳定性问题对实现该技术方案至关重要。本文提出了一种封闭空间中的斜爆震驻定稳定性增强方法,并基于此方法开展了马赫数8.0近真实条件下的直连式试验验证。采用阵列喷管制造超声速预混气,通过关闭近壁单元中的燃料供应,在壁面附近制造了不可燃气体层,使斜爆震入射到壁面附近时衰减为惰性激波,从而削弱了斜爆震的马赫反射,防止了壅塞,增强了斜爆震的驻定稳定性,实现了近真实条件下长时间稳定驻定的斜爆震燃烧。     

振动温度的激波管测定

根据双原子分光带系及其强度理论,介绍了测定振动温度的原理及方法。同时,利用激波加热试验气体的方法,得到氧化铝分子绿带系(B~2∑~+-X~2∑~+)的全部光带。通过氧化铝分子绿带系光带强度的测定,得到在激波马赫数为10时,反射激波后气体的振动温度约为5200K。     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明:合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。