高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值，临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验，测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数，了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程，获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程，计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。     

干涉瑞利散射测速技术在跨超声速风洞的湍流度测试应用研究

为了测量高速流场的湍流度，研究了基于法布里-珀罗（Fabry-Pérot）干涉仪的干涉瑞利散射测速技术。设计了干涉瑞利散射速度测量装置，主要由大功率窄线宽连续激光器、法布里-珀罗干涉仪和高帧频EMCCD相机组成，激光器提供连续光源照射流场形成气体分子瑞利散射，并通过法布里-珀罗干涉仪和EMCCD，实现了对流场气体分子瑞利散射光谱精细分辨，获得了高时间分辨速度测量结果。经过理论分析，该装置的速度分辨率为1.23m/s；通过与热线风速仪湍流度测量实验的结果进行对比，验证了干涉瑞利散射测速技术具备流场湍流度非接触测量能力；利用干涉瑞利散射测速装置，在0.3m×0.3m跨超声速风洞上，开展了Ma3.0条件下流场湍流度测量实验，获得了超声速流场的平均速度和湍流度测量结果，装置时间采样率达到4kHz。     

高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究

来流扰动对高超声速风洞中开展的实验研究，如层/湍流边界层的不稳定性与转捩实验，有直接影响。为加深对高超声速风洞中边界层转捩实验的认识，需对高超声速风洞的来流扰动进行定性与定量的测量与分析。提出一种高超声速风洞扰动模态校测方法，使用热线风速仪和皮托管压力探头对高超声速风洞自由来流进行测量。在小扰动假设前提下通过模态离解分析，并结合直接数值模拟结果，获得风洞自由来流各扰动模态的幅值。运用德国不伦瑞克工业大学马赫数6 Ludwieg式高超声速风洞对该方法进行检验。实验结果显示:该风洞为典型噪声风洞，其来流扰动中声波模态高达扰动总模态的69%，涡波模态和熵波模态约各占15%。该扰动模态校测方法为高超声速风洞的流场扰动测量提供了一个思路，为基于高超声速风洞开展的实验提供了借鉴和参考。     

高超声速风洞流场中的气流旋转影响及消除

风洞实验需要高品质的来流，但部分高超声速风洞由于加热器特性可能导致流场中存在气流旋转，为了消除或减小旋转，提出了在风洞稳定段前加入反向旋转气流来抵消气流旋转的思路。为验证该思路及了解高超声速流场中旋转程度总体效应，设计了一种带翼模型和高精度滚转力矩天平。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了M6、总压约2×105Pa、氮气常温时（电弧加热器不通电）多种进气条件下的滚转力矩测量实验，结果表明流场中存在旋转，滚转力矩系数C_l最大为1.657×10-3，采用约2%总流量的反向气流可达到滚转力矩系数降低2个数量级的效果，为提高风洞流场品质提供了较为有效的解决措施。     

超声速/高超声速风洞试验段结构形式对流场性能的影响研究

通过求解轴对称 N-S 方程,对Φ1 m 高超声速风洞马赫数3和6状态下的流场进行了模拟,计算结果与试验数据基本一致,验证了所用数值方法的可信性。在此基础上,对比研究了马赫数3和6状态下采用闭口等直圆截面和开口自由射流两种试验段结构形式的超声速/高超声速风洞在起动条件下的稳态流场性能。结果表明:采用闭口等直圆截面试验段和开口自由射流试验段的流场均匀区内速度场性能指标均满足相关标准要求;马赫数3喷管采用闭口试验段时,沿风洞轴向-300mm~900mm 截面范围内的流场均匀区直径均保持在Φ882mm 以上,均匀区面积较开口试验段增加了约31.57%;马赫数6喷管采用闭口试验段时,均匀区面积比开口试验段仅增加了约8.24%,流场品质略为提高。超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加明显;但在高超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加比较有限。     

脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究

不同风洞因模拟来流参数不同，对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果，分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致，脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右，其中雷诺数影响较小，在5%以内，壁温比影响较大，在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析，认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。     

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.     

NPLS流场测量技术在高超声速风洞中纳米粒子跟随性数值仿真

从描述粒子运动的微观层次出发，采用双向耦合技术，建立了一种适用于稀薄条件下两相流动的DSMC数值模拟方法。对相间相互作用进行解耦处理，实现了气固两相间动量和能量相互作用的模拟。采用基于DSMC方法的稀薄两相流双向耦合算法，对NPLS测量技术高超声速流场测量中纳米粒子的跟随性进行了数值研究。通过Φ50nmTiO₂粒子在不同高超声速流场条件下气相-纳米粒子两相流场的仿真，表明在稀薄度很小的流场中，纳米粒子的跟随性很好。而随着流场稀薄度增加，流场中纳米粒子的跟随性降低，纳米粒子在流场中的分布与气相流场分布差异变大，通过NPLS测量得到的激光散射信号不能反映流场结构。     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

我国首次形成高超声速风洞双分离轨迹捕获(CTS)试验能力

正中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所在Φ1m量级高超声速风洞(FD-30)上建成双轨迹捕获(Dual Captive Trajectory Simulation System,CTS)试验系统,在国内首次形成高超声速风洞双分离轨迹捕获试验能力。轨迹捕获是一种在地面风洞设备中模拟飞行器多体分离后分离轨迹的试验技术。超高速空气动力研究所攻克了高超声速流场两级同步实时数据采集、气动解算、运动分配、动力学分析、     

南航Φ0.5m高超声速风洞流场校测

南航NHW Φ0.5m高超声速风洞试验马赫数为5、6、7和8,建成后对风洞流场进行了速度场校测和AGARD-HB-2标模测力试验.介绍了M5和M8喷管速度场校测和标模试验.结果表明:风洞均匀区范围可达336mm;截面内最大马赫数偏差,M5喷管流场|ΔMa_j|_(max)/aj=0.006,M8喷管流场|ΔMa_j|_(max)/a_j=0.007;截面标准差,M5喷管流场σMa_j/|ΔMa_j|_(max)=0.378,M8喷管流场σMa_j/|ΔMa_j|_(max)=0.484.上述各项条件均满足GJB4399-2002对风洞速度场的要求.经过对比,NHW风洞的标模测力结果与国内风洞试验数据吻合较好且全部在AGARD-HB-2数据带内,这证明了该风洞试验数据的准确性.流场校测和标模试验的结果证明了该风洞满足设计指标.     

航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统.详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果.风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0～8.0;总压范围0.1～8.0 M...     

基于可压缩流体的热线探针校准风洞研制

在可压缩流体中利用热线技术进行湍流度测量时，其输出不仅与脉动速度有关，也和流体温度、密度紧密相关。因此，需要建立与高速可压缩流体特征相似的校准装置，在使用前对热线探针进行准确校准。基于亚跨声速可压缩流体，对热线探针校准风洞的气动总体方案、关键结构设计、测控处系统研制等做了介绍和说明。风洞流场校测结果表明，模型区Ma最大偏差0.002，风洞速压可以降低至常规速压的50%以下，也可增至常规速压的1.7倍以上，温度和密度调节范围宽，流场均匀性好，满足热线探针校准需求。     

高超声速通气模型喷管出口气流参数测量试验技术研究

准确测量内流道出口参数是获得高超声速通气模型内流道气动特性的基础。目前采用的单排测压耙或多排测压耙、固定位置测量的方法不能全面而准确地反映出口流动的实际情况，因此开展了新方法的研究工作。选取一个去除所有安定面和舵面的带进气道升力体布局飞行器模型作为研究对象，开展了试验方法研究:用CFD方法研究相邻静压管之间不同距离以及静压管与气流夹角对测量结果的影响；研制了专用的三自由度压力测量装置；开展了Ma6条件下的风洞试验，获得了喷管出口附近的壁面压力、出口处的静压和皮托压力。试验结果表明:壁面压力和出口静压总体呈两侧高、中间低的趋势；模型壁面温度对重复性精度有较大影响；测压排架与喷管壁面之间的相互干扰对静压测量准度产生影响。     

大型高超声速风洞真空模式调试及流场性能校测

未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求.为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行.风洞系统调试及校测结果表明...