高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术.试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况.结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见.     

常规高超声速风洞级间动态分离装置设计与应用

对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间（78 ms）满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。     

战斗机进气道非定常性能试验技术

在Φ3.2m风洞研制了基于双力矩电机同步驱动的机动进气道试验装置，模拟战斗机快速俯仰等机动过程和进气道不同工作条件，建立了战斗机进气道非定常性能试验方法。通过验证试验研究了战斗机模型快速俯仰机动过程中进气道性能变化的基本规律，获得了进气道动态周向畸变、紊流度等部分流场畸变参数的变化特性，验证了战斗机进气道低速风洞非定常性能试验技术的可行性。     

栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞(1.2m×1.2m)开展了专项试验技术研究.首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括:风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等.该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据.     

非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.     

高速风洞级间分离轨迹模拟试验技术

针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求，在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构，配置电机、传动系统和控制系统，建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构，以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接，在级间分离计算机控制下，可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明:上驱动机构可实现迎角–15°～15°、x向0～200 mm范围内的受控运动；下驱动机构可实现迎角–11°～49°、x向0～680 mm、y向0～507 mm范围内的受控运动；系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。     

隔离段横向喷流作用下激波串运动特性研究

在马赫数6的激波风洞中，通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压，借助高速纹影和壁面静压测量，研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后，流场中的反射波系构成了背景激波；开启横向喷流后，隔离段下游气流不断蓄积使得反压升高，隔离段内出现激波串。在反压作用下，激波串逐渐前移，其前沿激波的形态和前移速度受上游背景激波的影响而发生变化；背景激波入射壁面的区域自身存在较强的逆压梯度，能够增强与入射点同侧的前沿激波分支，使得前沿激波急剧前移。前沿激波被推出隔离段后，在进气道肩点附近短暂振荡，反压进一步增大后，进气道不起动并出现喘振。关闭喷流使反压降低后，进气道再起动。     

迎角变化引起的高超声速进气道起动迟滞现象试验研究

高超声速进气道在起动过程中存在迟滞现象，起动迟滞对发动机的工作范围有重要影响。以一种Bump/前体一体化进气道为研究对象，通过试验和数值仿真结合的方法，研究迎角变化引起的进气道起动迟滞现象。试验在国防科技大学LF-220自由射流风洞中进行，来流条件Ma=5.0，采用蓄热式加热器对上游气流进行加热，稳定段总压1.59MPa，试验段静温91.67K。试验模型由底座、进气道前体前锥、进气道前体后锥和唇罩4部分组成，模型总长度285mm。采用PSI压力传感器对模型壁面压力进行测量，采样频率为100Hz。试验成功捕捉到进气道随迎角变化由不起动转化为起动的动态过程。研究表明，高超声速进气道随迎角变化存在明显的迟滞现象。试验获得进气道自起动迎角为-1.3°，而进气道自不起动迎角大于10°。在进气道自起动/自不起动过程的研究中发现，随着进气道流动状态的不同，迎角和大尺度分离区交替主导流量变化。     

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、     

两种特殊CTS试验技术的研究

介绍了载机投放/发射的外挂武器具有舵面控制律模拟的分离轨迹测量技术以及分离体带喷流的导弹级间分离气动干扰特性测量技术的研究情况。研究表明,两种特殊CTS试验技术研究取得了比较满意的结果,进一步拓展了气动中心1.2m高速风洞捕获轨迹综合试验能力和种类。     

一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)

针对可利用部分冲压、带前输出轴直升机进气道结构特点 ,实验研究了在侧滑角从 0～ 1 35°状态下的直升机进气道流场特性 ,分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究表明 ,该类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高。当侧滑角大于 90°时总压恢复系数随着来流速度的增加而减小 ;进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数与侧滑角和来流速度的大小有关。其中在侧滑角小于 90°时 ,进气道出口截面流场品质较好。当侧滑角大于90°时 ,随着来流速度或侧滑角的增加出口流场迅速恶化     

高超声速球模型尾迹电子密度试验研究

在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上利用电子密度测量系统进行了高超声速钢球模型、铜球模型尾迹电子密度测量.电子密度测量系统由8mm微波干涉仪系统、开式微波谐振腔测量系统和闭式微波谐振腔测量系统组成.钢球模型直径φ10mm,速度分别为5. 8、5. 5、5. 6和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为2. 79、5. 32、5. 85和10. 91kPa.铜球模型直径φ10mm,速度分别为5. 6、5. 6、5. 7和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为1. 33、4. 79、5. 89和10. 91kPa.结果表明:(1)在压力5. 3~1lkPa范围内、速度约5. 5km/s试验条件下,压力越高,钢球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较快;(2)在压力1. 3~6kPa范围内、速度约5. 6km/s试验条件下,压力越高,铜球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较慢;(3)在压力约10. 7kPa、速度5. 5km/s试验条件下,铜球模型的尾迹电子密度衰减速度比钢球模型慢得多.     

大扩张比喷管分离流动冷流试验研究

为研究流动分离条件下气流特性，针对某试验大扩张比喷管，开展了地面冷流试验研究。试验得到了分离点前后测点压强与入口压强的变化规律，并对测点压强数据进行了傅里叶分析。研究结果表明，随着入口压强升高，分离点前测点压强不断升高，分离点后测点压强降低，远离分离点的下游测点压强基本不变，且略低于环境压强；流动分离会导致分离点后压强脉动增大，且脉动主要为50Hz以内的低频脉动，该研究为大扩张比喷管的设计及试验提供了重要参考。     

基于混杂系统模型的航空器4D航迹推测

为实现对未来大流量、高密度、小间隔条件下空域实施管理,4D航迹推测是国内新一代空管自动化系统最为核心的一项技术。首先基于飞行剖面不同飞行阶段的航空器动力学模型,构造了在不同飞行阶段之间转移,而在同一阶段航空器重量、校正空速、高度和距离等状态连续变化的混杂系统模型。通过温度和风速风向修正航空器真空速及地速,利用混杂系统递推法求解航空器4D航迹。实际算例表明,本文提出的混杂系统模型推测得到的水平航迹和垂直剖面能够准确地反映航空器的飞行状态变化,单架航空器4D航迹推测计算时间可以控制在2 s以内。     

低雷诺数下进气道异常起动现象及其影响因素探析

结合激波风洞实验和数值模拟分析,对一种二元混压式进气道在实验中低单位雷诺数下反而呈现出自起动特征的异常现象进行了研究。根据激波风洞的反复实验观察,表明随着来流单位雷诺数的降低,在继进气道进入不起动状态之后又会重新出现自起动特征的异常起动现象。该结果与层流模型计算得到的流场结构相符,而与湍流模拟结果差异显著;分析表明,层流情况下,由于分离区向前体压缩面大范围地延伸,缓解了进气道入口的逆压梯度,从而在喉道处可以形成主体为超声速的通畅流道,而湍流情况下,进气道入口处激波/边界层干扰形成过分集中的分离泡则呈现明显的壅塞状态;尽管层流情况下进气道流场结构呈现出较为通畅的类似起动的特征,但其流量系数仍明显低于湍流的情况。因此,实验上所观察到的这种异常起动现象严格地说并不属于真正意义上的起动状态。     

微型叶轮机械联合试验台设计

准确的叶轮特性对预估发动机共同工作状态、检验叶轮设计技术、提升发动机性能具有重要意义,但微型涡轮发动机尺寸小,结构紧凑,无法在整机试车中准确测量叶轮性能,故本文针对12 cm直径微发原理样机的离心压气机和向心涡轮设计了联合试验台.该试验台由试验段、控制系统、数据采集系统、测量系统和安全监测系统组成,可实现压气机全转速及涡轮长周期热态试验.试验过程中利用控制系统自动调节压气机与涡轮的功率匹配,实现多转速、多流量的叶轮特性测试.试验台采用模块化设计,可针对直径55～180 mm的叶轮进行试验.为准确测量叶轮效率,本文开发了测量精度达1%的光电扭矩传感器,可实现转速125 000 r/min的高速刚性转轴扭矩测量.     

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验，研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明，辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区，引起畸变增加、总压恢复下降，并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大，随马赫数的增加而减小，随飞行高度的变化则无显著差异；同时，侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大，而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外，通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联，确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。     

飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究

对两侧 Bump 进气道进行了动态特性风洞试验研究。研究表明:飞机做俯仰机动时,进气道相关性能参数随着时间作周期性变化;迎角α>10°时,上仰过程中,进道总压恢复系数σ、出口总压综合畸变犠、出口总压周向畸变Δσ0降低,下俯过程中则升高,且上仰过程中上述参数值明显小于下俯过程,一个俯仰周期形成一个闭合环路;进气道出口总压脉动平均紊流度犜狌在整个过程中变化不大。     

带中心支板侧压进气道流场特性研究

应用表面油流和压力测量实验技术,辅助计算模拟手段,考察了两种不同形式的中心支板对侧压式进气道流场特性的影响.结果表明:进气道内部由于侧壁斜激波和支板诱发的斜激波的汇合引起了侧壁和顶板边界层的大尺度分离现象,使进气道性能受到了极大影响.后掠支板后移避免了支板和侧壁诱导斜激波的汇合,分离现象相对较弱,有利于进气道性能的提高;支板前掠可以提高流量捕获,但导致边界层分离加剧,对减少总压损失不利.     

基于非定常RANS方程的刚性旋翼流场分析

为了掌握刚性直升机旋翼在高速飞行条件下的关键气动特性，本文通过求解三维非定常雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS)方程并基于多块结构化网格有限体积方法(Finite volume method, FVM)对直升机旋翼悬停及前飞状态的复杂绕流流场进行了数值模拟，讨论了动态流动分离、展向流动影响及反流等复杂气动特性的影响。分析了旋翼总距对气动载荷的影响及后行阶段的非定常反流效应，并分别揭示了该旋翼在悬停和大速度前飞状态下显著不同的气动力规律。数值计算表明，悬停状态该旋翼拉力值随总距线性增大，而在大前进比(Advancing ratio, AR)飞行时，其后行侧桨叶根部反流导致截面非常规压力分布，拉力主要由前行侧桨叶提供。数值预测结果与风洞试验结果的比较显示了良好的一致性。