CO2中速度5~7 km/s自由飞圆球流场参数的实验测量和数值模拟

为研究火星进入条件下的非平衡流动特性，在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所弹道靶上测量了CO₂中针对火星探测器进入速度范围5~7 km/s条件下的自由飞圆球的激波脱体距离。实验数据基于阴影法测量，并将其与数值计算结果进行对比，进一步计算了实验流场温度和组分分布等流场参数。一般认为激波脱体距离随来流速度升高而呈单调减小趋势，但研究结果表明:实验状态下，圆球飞行速度约5.5~7.0 km/s的范围内，圆球激波脱体距离随飞行速度升高而增大；采用Park的双温度非平衡模型和5组分6反应的CO₂化学反应动力模型可基本再现本文自由飞圆球激波脱体距离的实验测量数据；根据计算结果推测，本实验状态下自由飞圆球波后靠近激波一侧区域的流场主要处于热化学非平衡状态；当来流速度在约5.5~7.0 km/s的范围内时，流场组分CO开始发生显著离解，是引起圆球激波脱体距离在该速度范围内随速度升高反而增大的可能原因。     

弹道靶红外辐射测量

为深入认识再入物理现象 ,在弹道靶上做了模型头部和近尾流红外辐射测量。发射器为 1 4.5mm口径的二级轻气炮 ,模型为1 0mm的球 ,材料为聚碳酸酯和铝 ,模型发射速度 4～6km/s,使用红外InSb探测器测量波长 3～ 5 .4μm的红外辐射 ,靶室压力 5 .32kPa。实验中使用光电法测量模型速度 ,两站阴影照相进行模型姿态监测和速度核实。实验结果表明 :球模型的红外辐射强度强烈依赖于模型材料和模型飞行速度。对不同材料模型头部和尾流部辐射强度的定性比较说明由于低温材料烧蚀产物的存在 ,极大地增强了头部和近尾流区的辐射强度 ,而且延长了尾流辐射长度     

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.     

弹道靶中球模型非平衡可见光辐射的测量

使用中国空气动力研究与发展中心(CARDC)再入物理弹道靶和双狭缝式辐射计测量了多个状态的高超声速无烧蚀钢球模型非平衡流场的可见光辐射强度,并对实验技术和方法进行了讨论和分析.测量波段中心波长位于可见光的绿光波段(517.8nm、519.8nm),半宽度为6.6nm.球模型飞行速度为4.8~5.7km/s,靶室压力1333~10666Pa.实验数据与文献和计算结果一致,并发现高靶压状态辐射强度峰值下降的拖尾现象,其原因尚待分析.     

氮气辐射强度的激波管测量与验证

超高速飞行器的热防护设计必须考虑激波层内高温气体发射与吸收的辐射能量，需要有效的辐射加热评估手段。相应飞行条件下的光谱辐射强度地面实验测量是验证数值模型和方法、理解高焓流动的重要手段。基于燃烧驱动激波管，发展辐射强度标定技术，针对富氮气环境，开展高温气体光谱辐射强度的高分辨定量化测试，掌握辐射特征，为数值验证提供基础数据。实验获得了激波速度5.70和6.20km/s条件下的气体光谱辐射强度精细结构，数据表明激波波后的非平衡过程对辐射强度存在很大影响。通过求解耦合化学反应动力学模型的Navier-Stokes方程和辐射特性模型，得到对应实验条件下的流场参数和辐射强度，计算结果和实验数据符合很好，验证了数值模拟方法。     

高超声速钝锥模型及其尾迹红外辐射实验研究

介绍了利用InSb红外辐射计在弹道靶上测量底部直径为10mm、半锥角和头部半径分别为9°、2.2mm(模型A),8°、0.6mm(模型B)的两种非烧蚀钝锥模型及其尾迹的红外辐射.模型速度大于6km/s,飞行环境压力约4.8kPa,红外辐射测量波段为1~3μm、3~5μm.结果表明:非烧蚀钝锥模型头身部红外辐射远大于尾迹红外辐射,在相同飞行速度和环境压力条件下,模型A产生的红外辐射比模型B产生的红外辐射强.     

高超声速球头激波脱体距离研究综述

从理论研究和实验研究2个方面介绍了国内外高超声速球头激波脱体距离研究的概况。理论研究方面,理论和工程算法能够用于激波形状和脱体距离的快速计算,数值计算则主要关注了高温非平衡流动下气体模型对数值计算结果的影响。由于计算方法都是针对特定理论或特定实验条件下推导并归纳总结得到的,在公式的适用范围方面存在较大的局限性。在实验研究方面,利用高焓设备进行非平衡流下的实验是目前的重点之一。由于实验、测量设备和实验条件各自的特点,实验数据的推广应用仍然是值得研究的,另外针对非空气环境(如 CO2)的球头激波脱体研究数据相对匮乏。通过调研,认为可对下列问题做进一步研究:以高超声速球头激波脱体距离为对象考虑真实气体效应时理论和工程计算的改进方法,不同化学反应和气体模型对数值计算结果准确性的综合影响,提高弹道靶发射能力以及发展高精度流场显示技术等。     

乙烯/空气在激波管中自点火流场显示研究

为认识不同压力（p₅）和温度（T₅）的乙烯/空气自点火和火焰传播特征，在矩形激波管中，采用火焰自发光信号触发高速ICCD相机拍摄了反射激波后流场，得到了不同工况下乙烯/空气自点火流场序列图像。结果表明:对p₅=106kPa，当T₅=1210K，点火首先发生在激波管反射端面附近，向上游（右侧）传播并形成近似平面火焰。火焰面随时间推进趋于垂直激波管轴线，火焰在传播过程中厚度近似保持不变，且内部存在漩涡结构。当降低T₅，自点火位置逐渐远离反射端面，初始火焰厚度增大且光强变弱，由单个平面火焰演变为多个离散的不规则火焰。当T₅=1077K，初始火焰首先出现在观察窗右侧（远离反射端面）并向上下游传播。当增大p₅，火焰光强增大且漩涡尺寸减小，不同p₅对应的火焰产生和传播规律类似。当p₅=265和419kPa，火焰内部产生局部爆炸现象，多个局部爆炸区在传播过程中不断融合，最终形成向上游传播的近似平面火焰。     

高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证

对高超声速圆球模型飞行流场进行数值模拟 ,分别采用空气完全气体模型、平衡气体模型以及热化学非平衡 1 1组元气体模型求解非定常轴对称N -S方程组。使用有限差分时间相关法捕捉激波 ,得到了定常流场的解。差分方程隐式部分采用了LU -SGS方法以避免矩阵运算 ,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题。由计算结果处理得到的阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析 ,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心超高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(犕犪=5.65),单位雷诺数4.32×107~1.20×108 m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm 之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

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.     

碳基材料氧化烧蚀的快/慢反应动力学问题

在前期单/双平台问题研究的基础上[1]，就学术上和工程应用中关注的碳在空气中燃烧的"快反应"和"慢反应"问题进行了深入分析，研究发现被广泛使用50余年的"慢反应"并不存在，而被弃置的"快反应"则真实存在，且具有重要的应用价值。采用"快反应"动力学数据，同时考虑CO、CO₂两个烧蚀产物，得到的无量纲烧蚀速率随温度的变化曲线存在两个平台，其中，温度稍低情况下出现的第一平台对应的主要烧蚀产物为CO₂，温度稍高情况下出现的第二平台对应的主要烧蚀产物为CO，且第一平台对应的无量纲烧蚀速率恰好是第二平台的1/2。过去常被忽略的CO₂扮演了重要角色，由它产生的第一平台，将以往文献中看似完全独立、毫无关系的"快反应"和"慢反应"曲线建立了联系。理论分析表明:第一平台之前的快速上升段属于从速率控制区到扩散控制区的过渡区，第一平台及其以后的区域都属于扩散控制区（包括两个平台之间的连接线），它是由反应生成物CO与CO₂的分压比δ从0到∞的变化引起的，与表面化学反应动力学条件完全无关。由"双平台"理论得到的从低温到高温、由速率控制区经由过渡区到达扩散控制区的整条烧蚀速率曲线，与实验结果完全吻合。     

航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展

模型飞行试验是空气动力学研究的重要手段之一。近年来,带动力自主控制航空器模型飞行试验正逐步成为新型飞机研发中低成本、低风险的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径。本文介绍了国外航空器模型飞行试验发展趋势及主要应用,结合中国空气动力研究与发展中心近年发展建立的航空模型飞行试验平台,描述了系统基本构成,分析了相关关键技术,提出了今后的发展方向。     

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊，为精确获得其气动力特性风洞试验数据，必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求，在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术，为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。     

超高速碰撞碎片云的四序列激光阴影照相

为研究超高速碰撞过程中所产生碎片云的特性,在中国空气动力研究与发展中心超高速所碰撞靶上发展了四序列激光阴影照相系统.该系统由YAG激光光源、阴影仪、成像系统和控制系统组成,在采用多光源空间分离、偏振分光、光束角放大、补偿式滤光等技术后,获得了撞击速度v=4. 6km/s时碎片云的四序列阴影照片.笔者对该系统的工作原理、调试情况及试验结果进行了介绍.调试及试验结果表明:(1)该系统可以获得最小间隔为1μs、曝光时间为10ns的4个不同时刻的超高速碰撞碎片云图像,满足碰撞试验中对碎片云照相的要求;(2)该技术可以发展为更多序列激光阴影照相系统,并应用于其它超高速瞬态过程的测量显示.     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

超高速碰撞碎片云的激光阴影照相技术

为研究超高速碰撞过程中所产生碎片云的特性，在中国空气动力研究与发展中心超高速碰撞靶上建立了激光阴影照相系统。该系统由YAG激光光源、阴影仪和成像系统组成，在采用补偿式滤光等技术后，获得了撞击速度v≈6km／s时清晰的碎片云图像。本文对该系统的工作原理、系统构成以及调试情况进行了介绍。试验结果表明：(1)该系统可以获得清晰的超高速碰撞碎片云图像；(2)扩束镜、成像物镜质量本身是影响碎片云激光阴影成像质量的主要因素；(3)各光学元件的不同结构及不同放置也会严重影响阴影成像质量。     

200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量技术

为精确测量弹道靶超高声速自由飞模型位姿变化参数以用于气动力参数辨识，中国空气动力研究与发展中心结合双目视觉定位技术和前光照相技术，在弹道靶上发展了超高声速自由飞模型的高精度视觉位姿测量技术。双目测量站沿模型飞行方向布置，试验前完成测量站单站标定、多站全局坐标关联等。模型进入测量站视场中心时，脉宽小于10ns的激光经扩束后照射表面带编码标记点的模型，同时双目测量站相机获得前光图像。试验后通过模型表面标记点识别解算，获得模型飞行过程的位姿参数。在解决靶室杂光滤除、前光光源出口光斑匀化、双目测量站全局关联、模型表面处理及标记点制作等技术的基础上，建立了200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量系统。在200m自由飞弹道靶上开展了长165mm的20°锥模型的飞行试验，试验环境压力15kPa、速度2.7km/s，根据视觉位姿测量系统获得的锥模型在各测量站飞行位姿参数和激光器的出光时序，通过辨识获得锥模型的阻力系数和动导数等气动力参数，所得结果与AEDC G靶上的结果趋势基本一致。